โปรไฟล์ในช่วงกลางช่วง
- ความหนาสัมพัทธ์ (อัตราส่วนระยะห่างสูงสุดระหว่างส่วนโค้งบนและล่างของโปรไฟล์ต่อความยาวของคอร์ดปีก) 0.1537
- รัศมีขอบนำสัมพัทธ์ (อัตราส่วนรัศมีต่อความยาวคอร์ด) 0.0392
- ความโค้งสัมพัทธ์ (อัตราส่วนของระยะห่างสูงสุดระหว่างเส้นกึ่งกลางโปรไฟล์และคอร์ดต่อความยาวของคอร์ด) 0.0028
- มุมขอบท้าย 14.2211 องศา
โปรไฟล์ในช่วงกลางช่วง
โปรไฟล์ปีกใกล้กับปลายมากขึ้น
- ความหนาสัมพัทธ์ 0.1256
- รัศมีขอบนำสัมพัทธ์ 0.0212
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0075
- มุมขอบท้าย 13.2757 องศา
โปรไฟล์ปีกใกล้กับปลายมากขึ้น
โปรไฟล์ส่วนปลายปีก
- ความหนาสัมพัทธ์ 0.1000
- รัศมีขอบนำสัมพัทธ์ 0.0100
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0145
- มุมขอบท้าย 11.2016 องศา
โปรไฟล์ส่วนปลายปีก
- ความหนาสัมพัทธ์ 0.1080
- รัศมีขอบนำสัมพัทธ์ 0.0117
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0158
- มุมขอบท้าย 11.6657 องศา
พารามิเตอร์ปีก
- พื้นที่ปีก 1,135 ตร.ม. หรือ 105.44 ตร.ม.
- ปีกกว้าง 94'9'' หรือ 28.88 ม. (102'5'' หรือ 31.22 ม. รวมวิงเล็ต)
- อัตราส่วนภาพปีกสัมพัทธ์ 9.16
- คอร์ดรูต 7.32%
- จบคอร์ด 1.62%
- วิงเทเปอร์ 0.24
- มุมกวาด 25 องศา
การควบคุมเสริมประกอบด้วยกลไกของปีกและระบบกันโคลงที่ปรับได้
พื้นผิวพวงมาลัยของตัวควบคุมหลักถูกเบี่ยงเบนโดยแอคชูเอเตอร์ไฮดรอลิกซึ่งการทำงานนั้นมาจากระบบไฮดรอลิกอิสระ A และ B สองระบบ ระบบใดระบบหนึ่งช่วยให้มั่นใจได้ถึงการทำงานปกติของตัวควบคุมหลัก ตัวกระตุ้นการบังคับเลี้ยว (ตัวกระตุ้นไฮดรอลิก) จะรวมอยู่ในสายไฟควบคุมตามรูปแบบที่ไม่สามารถย้อนกลับได้นั่นคือ โหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์จากพื้นผิวพวงมาลัยจะไม่ถูกส่งไปยังตัวควบคุม แรงที่กระทำต่อพวงมาลัยและแป้นเหยียบถูกสร้างขึ้นโดยกลไกการบรรทุก
หากระบบไฮดรอลิกทั้งสองล้มเหลว นักบินจะควบคุมลิฟต์และปีกนกด้วยมือ และหางเสือจะถูกควบคุมโดยใช้ระบบไฮดรอลิกสำรอง
การควบคุมด้านข้าง
การควบคุมด้านข้าง
การควบคุมด้านข้างดำเนินการโดยปีกเครื่องบินและสปอยเลอร์เที่ยวบิน
หากมีการจ่ายไฮดรอลิกให้กับแอคทูเอเตอร์บังคับเลี้ยวปีกนก การควบคุมด้านข้างจะทำงานดังต่อไปนี้:
- การเคลื่อนที่ของพวงมาลัยของพวงมาลัยจะถูกส่งผ่านสายเคเบิลไปยังแอคทูเอเตอร์บังคับเลี้ยวปีกนกและจากนั้นไปยังปีก
- นอกเหนือจากปีกนกแล้ว แอคทูเอเตอร์บังคับเลี้ยวของปีกนกจะขยับก้านสปริง (ตลับสปริงปีกนก) ซึ่งเชื่อมต่อกับระบบควบคุมสปอยเลอร์และทำให้เคลื่อนไหวได้
- การเคลื่อนที่ของก้านสปริงจะถูกส่งไปยังตัวเปลี่ยนอัตราส่วนสปอยเลอร์ ในกรณีนี้ ผลการควบคุมจะลดลง ขึ้นอยู่กับปริมาณการโก่งตัวของคันเบรกความเร็ว ยิ่งสปอยเลอร์ถูกเบี่ยงเบนในโหมดเบรกลม ค่าสัมประสิทธิ์การถ่ายโอนการเคลื่อนที่ของพวงมาลัยก็จะยิ่งต่ำลง
- จากนั้นการเคลื่อนไหวจะถูกส่งไปยังกลไกควบคุมสปอยเลอร์ (ตัวผสมสปอยเลอร์) ซึ่งจะถูกเพิ่มเข้าไปในการเคลื่อนไหวของที่จับควบคุมสปอยเลอร์ บนปีกที่ยกปีกขึ้น สปอยเลอร์จะถูกยกขึ้น และอีกปีกหนึ่งจะถูกลดระดับลง ดังนั้นฟังก์ชันของเบรกลมและการควบคุมด้านข้างจึงทำงานไปพร้อมๆ กัน อินเตอร์เซปเตอร์จะทำงานเมื่อหมุนพวงมาลัยมากกว่า 10 องศา
- นอกจากนี้ การเดินสายเคเบิลจะเคลื่อนจากอุปกรณ์เพื่อเปลี่ยนอัตราทดเกียร์ไปเป็นอุปกรณ์เปลี่ยนเกียร์ (อุปกรณ์สูญเสียการเคลื่อนไหว) ของกลไกการเชื่อมต่อพวงมาลัยพร้อมกับทั้งระบบ
อุปกรณ์หมั้นเชื่อมต่อพวงมาลัยด้านขวาด้วยสายไฟสำหรับควบคุมสปอยเลอร์เมื่อแนวไม่ตรงมากกว่า 12 องศา (การหมุนของพวงมาลัย)
หากไม่มีแหล่งจ่ายไฟไฮดรอลิกไปยังระบบขับเคลื่อนพวงมาลัยปีกนก นักบินจะเบนเข็มเหล่านั้นด้วยตนเอง และเมื่อหมุนพวงมาลัยในมุมมากกว่า 12 องศา การเดินสายไฟของระบบควบคุมสปอยเลอร์จะถูกขับเคลื่อน หากในเวลาเดียวกันเกียร์พวงมาลัยของสปอยเลอร์ทำงาน สปอยเลอร์ก็จะทำงานเพื่อช่วยปีก
รูปแบบเดียวกันช่วยให้นักบินร่วมสามารถควบคุมสปอยเลอร์ม้วนเมื่อพวงมาลัยของผู้บังคับบัญชาหรือสายไฟปีกนกติดขัด ในกรณีนี้จำเป็นต้องใช้แรงประมาณ 80-120 ปอนด์ (36-54 กก.) เพื่อเอาชนะแรงดึงล่วงหน้าของสปริงในกลไกการถ่ายโอนปีกนก เบนเข็มพวงมาลัยมากกว่า 12 องศา แล้วจึงสปอยเลอร์ จะเริ่มดำเนินการ
เมื่อสายพวงมาลัยขวาหรือสปอยเลอร์ติดขัด ผู้บังคับบัญชาจะมีโอกาสควบคุมปีกนก เพื่อเอาชนะแรงสปริงในกลไกคลัตช์พวงมาลัย
แอคชูเอเตอร์บังคับเลี้ยวปีกนกเชื่อมต่อกันด้วยการเดินสายเคเบิลที่คอพวงมาลัยด้านซ้ายผ่านกลไกการบรรทุก (ความรู้สึกของปีกปีกนกและยูนิตตรงกลาง) อุปกรณ์นี้จะจำลองโหลดแอโรไดนามิกบนปีกนกเมื่อเกียร์พวงมาลัยทำงาน และยังเปลี่ยนตำแหน่งของแรงเป็นศูนย์ (กลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง) กลไกการตัดแต่งปีกนกสามารถใช้ได้เฉพาะเมื่อปิดใช้งานระบบอัตโนมัติเท่านั้น เนื่องจากระบบอัตโนมัติจะควบคุมเกียร์พวงมาลัยโดยตรงและจะแทนที่การเคลื่อนไหวใด ๆ ของกลไกการบรรทุก แต่เมื่อปิดระบบอัตโนมัติ แรงเหล่านี้จะถูกถ่ายโอนไปยังสายไฟควบคุมทันที ซึ่งจะทำให้เครื่องบินพลิกคว่ำโดยไม่คาดคิด เพื่อลดโอกาสที่จะเกิดการตัดแต่งปีกนกโดยไม่ได้ตั้งใจ จึงได้ติดตั้งสวิตช์สองตัว ในกรณีนี้ การตัดขอบจะเกิดขึ้นเมื่อมีการกดสวิตช์ทั้งสองพร้อมกันเท่านั้น
เพื่อลดความพยายามระหว่างการควบคุมแบบแมนนวล (การกลับทิศทางแบบแมนนวล) ปีกนกจะมีตัวชดเชยเซอร์โวคิเนเมติกส์ (แท็บ) และแผงปรับสมดุล (แผงบาลานซ์)
ตัวชดเชยเซอร์โวจะเชื่อมต่อทางจลนศาสตร์กับปีกและเบี่ยงไปในทิศทางตรงข้ามกับการโก่งตัวของปีก ซึ่งจะช่วยลดโมเมนต์บานพับปีกนกและแรงแอก
แผงสมดุล
แผงปรับสมดุลคือแผงที่เชื่อมต่อขอบนำของปีกนกเข้ากับปีกหลังโดยใช้ข้อต่อแบบบานพับ เมื่อปีกบินเบี่ยงตัวลงด้านล่าง บริเวณที่มีแรงกดดันเพิ่มขึ้นจะปรากฏบนพื้นผิวด้านล่างของปีกในโซนปีก และสุญญากาศจะปรากฏขึ้นบนพื้นผิวด้านบน ความแตกต่างของแรงกดนี้กระจายไปยังพื้นที่ระหว่างขอบนำของปีกนกและปีก และการทำงานบนแผงปิดขอบจะช่วยลดช่วงเวลาบานพับปีกนก
ในกรณีที่ไม่มีกำลังไฮดรอลิก ระบบขับเคลื่อนพวงมาลัยจะทำงานเหมือนแกนแข็ง กลไกเอฟเฟกต์ทริมเมอร์ไม่ได้ช่วยลดความพยายามได้อย่างแท้จริง คุณสามารถลดแรงที่คอพวงมาลัยได้โดยใช้หางเสือ หรือในกรณีที่รุนแรง โดยการเปลี่ยนแรงขับของเครื่องยนต์
การควบคุมระดับเสียง
พื้นผิวควบคุมตามยาวได้แก่: ลิฟต์ที่ขับเคลื่อนโดยระบบบังคับเลี้ยวแบบไฮดรอลิก และโคลงที่ขับเคลื่อนโดยระบบขับเคลื่อนไฟฟ้า ล้อควบคุมของนักบินเชื่อมต่อกับตัวขับเคลื่อนลิฟต์ไฮดรอลิกโดยใช้สายเคเบิล นอกจากนี้ ระบบออโต้ไพลอตและระบบตัดแต่งมัคยังส่งผลต่ออินพุตของระบบขับเคลื่อนไฮดรอลิกอีกด้วย
การควบคุมโคลงตามปกติทำได้จากสวิตช์บนหางเสือหรือโดยระบบอัตโนมัติ การควบคุมสำรองของโคลงเป็นแบบกลไกโดยใช้วงล้อควบคุมบนแผงควบคุมส่วนกลาง
ลิฟต์ทั้งสองซีกเชื่อมต่อกันด้วยกลไกโดยใช้ท่อ ตัวกระตุ้นไฮดรอลิกของลิฟต์ขับเคลื่อนโดยระบบไฮดรอลิก A และ B การจ่ายน้ำมันไฮดรอลิกไปยังตัวกระตุ้นจะถูกควบคุมโดยสวิตช์ในห้องนักบิน (สวิตช์ควบคุมการบิน)
ระบบไฮดรอลิกที่ใช้งานได้เพียงระบบเดียวก็เพียงพอสำหรับการทำงานปกติของลิฟต์ ในกรณีที่ระบบไฮดรอลิกทั้งสองระบบขัดข้อง (การกลับทิศทางแบบแมนนวล) ลิฟต์จะถูกเบี่ยงด้วยมือจากวงล้อควบคุมตัวใดตัวหนึ่ง เพื่อลดโมเมนต์บานพับ ลิฟต์จึงติดตั้งตัวชดเชยเซอร์โวตามหลักอากาศพลศาสตร์สองตัวและแผงปรับสมดุลหกตัว
การมีแผงปรับสมดุลทำให้จำเป็นต้องตั้งค่าโคลงให้ดำน้ำเต็มที่ (0 ยูนิต) ก่อนทำการละลายน้ำแข็ง การติดตั้งนี้จะป้องกันไม่ให้โคลนและของเหลวป้องกันน้ำแข็งเข้าสู่ช่องระบายอากาศของแผงบาลานซ์ (ดูแผงบาลานซ์ปีก)
โมเมนต์บานพับของลิฟต์เมื่อระบบขับเคลื่อนไฮดรอลิกทำงาน จะไม่ถูกส่งไปยังพวงมาลัย และแรงบนพวงมาลัยถูกสร้างขึ้นโดยใช้สปริงของกลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง (หน่วยความรู้สึกและศูนย์กลาง) ซึ่งใน การหมุน แรงจะถูกถ่ายโอนจากเครื่องจำลองโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์ไฮดรอลิก (คอมพิวเตอร์สัมผัสของลิฟต์)
กลไกเอฟเฟกต์ทริมเมอร์
เมื่อพวงมาลัยบิดเบี้ยว ลูกเบี้ยวที่อยู่ตรงกลางจะหมุน และลูกกลิ้งที่ใส่สปริงจะหลุดออกมาจาก "รู" ไปบนพื้นผิวด้านข้างของลูกเบี้ยว พยายามที่จะกลับคืนภายใต้การกระทำของสปริง ทำให้เกิดแรงในการบังคับควบคุม ป้องกันไม่ให้พวงมาลัยเบี่ยงตัว นอกจากสปริงแล้ว แอ๊คทูเอเตอร์ของเครื่องจำลองโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์ (คอมพิวเตอร์สัมผัสลิฟต์) ยังทำหน้าที่บนลูกกลิ้งอีกด้วย ยิ่งความเร็วสูงเท่าไร ลูกกลิ้งก็จะยิ่งถูกกดเข้ากับลูกเบี้ยวมากขึ้นเท่านั้น ซึ่งจะจำลองแรงดันความเร็วที่เพิ่มขึ้น
คุณสมบัติพิเศษของกระบอกสูบสองลูกสูบคือใช้แรงกดคำสั่งสูงสุดสองคำสั่งกับความรู้สึกและยูนิตตั้งศูนย์กลาง จากภาพวาดนี้เข้าใจได้ง่าย เนื่องจากไม่มีแรงดันระหว่างลูกสูบ และกระบอกสูบจะอยู่ในสถานะดึงออกก็ต่อเมื่อแรงดันคำสั่งเท่ากัน หากแรงดันอันใดอันหนึ่งเพิ่มขึ้น กระบอกสูบจะเปลี่ยนไปสู่แรงดันที่สูงขึ้นจนกระทั่งลูกสูบตัวใดตัวหนึ่งชนกับสิ่งกีดขวางทางกล จึงกำจัดกระบอกสูบที่มีแรงดันต่ำลงจากการทำงาน
เครื่องจำลองโหลดแอโรไดนามิก
ลิฟต์รู้สึกว่าอินพุตคอมพิวเตอร์ได้รับความเร็วในการบิน (จากตัวรับความดันอากาศที่ติดตั้งบนครีบ) และตำแหน่งของโคลง
ภายใต้อิทธิพลของความแตกต่างระหว่างแรงดันรวมและแรงดันคงที่ เมมเบรนจะโค้งงอลง และแทนที่แกนม้วนแรงดันคำสั่ง ยิ่งความเร็วมากเท่าใด แรงกดดันในการสั่งการก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น
การเปลี่ยนแปลงตำแหน่งของโคลงจะถูกส่งไปยังลูกเบี้ยวโคลงซึ่งทำหน้าที่ผ่านสปริงบนสปูลแรงดันคำสั่ง ยิ่งเหล็กกันโคลงถูกเบนทิศทางให้สูงขึ้น แรงกดดันในการสั่งการก็จะลดลงตามไปด้วย
วาล์วนิรภัยจะทำงานเมื่อมีแรงดันคำสั่งเกิน
ดังนั้นแรงดันไฮดรอลิกจากระบบไฮดรอลิก A และ B (210 atm.) จะถูกแปลงเป็นแรงดันคำสั่งที่สอดคล้องกัน (จาก 14 ถึง 150 atm.) ซึ่งส่งผลต่อความรู้สึกและหน่วยศูนย์กลาง
หากความแตกต่างของแรงกดดันในการบังคับบัญชาเป็นที่ยอมรับมากขึ้น สัญญาณ FEEL DIFF PRESS จะถูกส่งไปยังนักบินโดยที่ลิ้นปีกนกหดกลับ สถานการณ์นี้เกิดขึ้นได้หากระบบไฮดรอลิกตัวใดตัวหนึ่งหรือสาขาตัวรับแรงดันอากาศตัวใดตัวหนึ่งทำงานล้มเหลว ทีมงานไม่จำเป็นต้องดำเนินการใดๆ เนื่องจากระบบยังคงทำงานตามปกติ
ระบบตัดแต่งมัค
ระบบนี้เป็นฟังก์ชันบูรณาการของระบบควบคุมเครื่องบินดิจิทัล (DFCS) ระบบ MACH TRIM ช่วยให้มั่นใจถึงความเสถียรของความเร็วที่เลขมัคมากกว่า 0.615 เมื่อเลข M เพิ่มขึ้น กลไกไฟฟ้าของ MACH TRIM ACTUATOR จะเปลี่ยนค่าเป็นกลางของกลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง (ความรู้สึกและยูนิตที่อยู่ตรงกลาง) และลิฟต์จะเบนทิศทางไปยังตำแหน่งขว้างโดยอัตโนมัติ เพื่อชดเชยโมเมนต์การดำน้ำจากการเลื่อนไปข้างหน้าของโฟกัสตามหลักอากาศพลศาสตร์ ในกรณีนี้จะไม่มีการส่งการเคลื่อนไหวไปที่พวงมาลัย การเชื่อมต่อและยกเลิกการเชื่อมต่อระบบเกิดขึ้นโดยอัตโนมัติตามฟังก์ชันของหมายเลข M
ระบบรับหมายเลข M จาก Air Data Computer ระบบเป็นแบบสองช่องทาง หากช่องใดช่องหนึ่งล้มเหลว MACH TRIM FAIL จะถูกระบุเมื่อกด Master Caution และดับลงหลังจากรีเซ็ต กรณีดับ 2 ครั้ง ระบบจะไม่ทำงานและสัญญาณไม่ดับ ต้องคงค่า M ไว้ไม่เกิน 0.74
ระบบกันโคลงถูกควบคุมโดยการตัดแต่งมอเตอร์ไฟฟ้า: แบบแมนนวลและแบบอัตโนมัติรวมถึงกลไกโดยใช้วงล้อควบคุม ในกรณีที่มอเตอร์ไฟฟ้าติดขัด จะมีการใช้คลัตช์เพื่อตัดการเชื่อมต่อการส่งกำลังจากมอเตอร์ไฟฟ้าเมื่อมีการใช้แรงกับวงล้อควบคุม
การควบคุมโคลง
มอเตอร์ตัดแต่งแบบแมนนวลจะถูกควบคุมจากสวิตช์กดบนส่วนควบคุมของนักบิน และเมื่อลิ้นปีกนกถูกขยายออก ตัวกันโคลงจะเคลื่อนที่ด้วยความเร็วที่สูงกว่าเมื่อถอยกลับ การกดสวิตช์เหล่านี้จะปิดใช้งานระบบอัตโนมัติ
ระบบตัดความเร็ว
ระบบนี้เป็นฟังก์ชันบูรณาการของระบบควบคุมเครื่องบินดิจิทัล (DFCS) ระบบควบคุมระบบกันโคลงโดยใช้เซอร์โวอัตโนมัติเพื่อให้มั่นใจถึงความเสถียรของความเร็ว มันสามารถถูกกระตุ้นได้ไม่นานหลังจากเครื่องขึ้นหรือในระหว่างที่พลาดการเข้าใกล้ เงื่อนไขที่เอื้อต่อการกระตุ้น ได้แก่ น้ำหนักเบา การจัดตำแหน่งด้านหลัง และสภาวะการทำงานของเครื่องยนต์สูง
ระบบเสริมเสถียรภาพความเร็วทำงานที่ความเร็ว 90 – 250 นอต หากคอมพิวเตอร์ตรวจพบการเปลี่ยนแปลงความเร็ว ระบบจะเปิดโดยอัตโนมัติเมื่อปิดระบบอัตโนมัติ ปีกนกจะขยายออก (ที่ 400/500 โดยไม่คำนึงถึงปีกนก) และความเร็วของเครื่องยนต์ N1 มากกว่า 60% ในกรณีนี้ จะต้องผ่านไปมากกว่า 5 วินาทีนับตั้งแต่การตัดแต่งด้วยมือครั้งก่อน และอย่างน้อย 10 วินาทีหลังจากการยกออกจากรันเวย์
หลักการทำงานคือการเปลี่ยนโคลงขึ้นอยู่กับการเปลี่ยนแปลงความเร็วของเครื่องบิน ดังนั้นในระหว่างการเร่งความเร็ว เครื่องบินจะมีแนวโน้มที่จะยกจมูกขึ้นและในทางกลับกัน (เมื่อเร่งความเร็วจาก 90 เป็น 250 นอต ระบบกันโคลงจะเลื่อนขึ้น 8 องศาโดยอัตโนมัติ) นอกจากการเปลี่ยนแปลงความเร็วแล้ว คอมพิวเตอร์ยังคำนึงถึงความเร็วของเครื่องยนต์ ความเร็วในแนวตั้ง และการเข้าใกล้ที่จะหยุดด้วย
ยิ่งโหมดเครื่องยนต์สูง ระบบก็จะเริ่มทำงานเร็วขึ้นเท่านั้น ยิ่งอัตราการไต่แนวดิ่งมากเท่าไร โคลงก็จะยิ่งทำงานมากขึ้นในการดำน้ำ เมื่อเข้าใกล้มุมแผงลอย ระบบจะปิดโดยอัตโนมัติ
ระบบเป็นแบบสองช่องทาง หากช่องใดช่องหนึ่งล้มเหลว อนุญาตให้ทำการบินได้ หากคุณถูกปฏิเสธสองครั้ง คุณจะไม่สามารถบินออกไปได้ หากเกิดความล้มเหลวสองครั้งระหว่างการบิน QRH ไม่จำเป็นต้องดำเนินการใดๆ แต่จะเป็นการสมเหตุสมผลที่จะเพิ่มการควบคุมความเร็วระหว่างการเข้าใกล้และระยะการเข้าใกล้ที่พลาดไป
การควบคุมการติดตาม
การควบคุมทิศทางของเครื่องบินนั้นมาจากหางเสือ ไม่มีตัวชดเชยเซอร์โวบนพวงมาลัย การโก่งตัวของพวงมาลัยนั้นมาจากเฟืองพวงมาลัยหลักตัวเดียวและเฟืองพวงมาลัยสำรอง ระบบขับเคลื่อนพวงมาลัยหลักทำงานจากระบบไฮดรอลิก A และ B และระบบสำรองจากระบบไฮดรอลิกระบบที่สาม (สแตนด์บาย) การทำงานของระบบไฮดรอลิกทั้งสามระบบช่วยให้มั่นใจในการควบคุมทิศทางอย่างสมบูรณ์
หางเสือถูกตัดแต่งโดยใช้ปุ่มบนคอนโซลกลางโดยการเปลี่ยนกลไกการตัดแต่งให้เป็นกลาง
บนเครื่องบินของซีรีส์ 300-500 ได้มีการดัดแปลงวงจรควบคุมหางเสือ (การดัดแปลง RSEP) RSEP –โปรแกรมเพิ่มประสิทธิภาพระบบหางเสือ
สัญญาณภายนอกของการปรับเปลี่ยนนี้คือจอแสดงผล "STBY RUD ON" เพิ่มเติมที่มุมซ้ายบนของแผงควบคุม FLIGHT
การควบคุมทิศทางทำได้โดยใช้คันเหยียบ การเคลื่อนไหวของพวกเขาถูกส่งโดยการเดินสายเคเบิลไปยังท่อซึ่งเมื่อหมุนแล้วจะเคลื่อนย้ายแท่งควบคุมของแกนหลักและตัวขับเคลื่อนพวงมาลัยสำรอง กลไกเอฟเฟกต์ทริมเมอร์ติดอยู่กับไปป์เดียวกัน
กลไกปีก
กลไกปีกและพื้นผิวการควบคุม
เครื่องยนต์ชั่วคราว
รูปภาพแสดงลักษณะของกระบวนการชั่วคราวของเครื่องยนต์โดยที่ RMS ปิดและทำงาน
ดังนั้น เมื่อ RMS ทำงาน ตำแหน่งปีกผีเสื้อจะถูกกำหนดโดย N1 ที่กำหนด ดังนั้นในระหว่างการขึ้นและลง แรงขับของเครื่องยนต์จะยังคงคงที่ โดยตำแหน่งปีกผีเสื้อไม่เปลี่ยนแปลง
คุณสมบัติของการควบคุมมอเตอร์เมื่อปิด PMC
เมื่อปิด RMS MEC จะรักษาความเร็ว N2 ที่ระบุ และเมื่อความเร็วเพิ่มขึ้นระหว่างการบินขึ้น ความเร็ว N1 ก็จะเพิ่มขึ้น การเพิ่มขึ้นของ N1 อาจสูงถึง 7% ขึ้นอยู่กับเงื่อนไข นักบินไม่จำเป็นต้องลดคันเร่งระหว่างเครื่องขึ้น เว้นแต่จะเกินขีดจำกัดของเครื่องยนต์
เมื่อเลือกโหมดเครื่องยนต์ขณะวิ่งขึ้น โดยปิด RMS คุณจะไม่สามารถใช้เทคโนโลยีในการจำลองอุณหภูมิอากาศภายนอกได้ (อุณหภูมิสมมติ)
ในระหว่างการไต่ระดับหลังจากขึ้นเครื่องจำเป็นต้องตรวจสอบความเร็ว N1 และแก้ไขการเพิ่มขึ้นทันทีโดยการจัดคันเร่ง
ฉุดอัตโนมัติ
Autothrottle เป็นระบบเครื่องกลไฟฟ้าที่ควบคุมด้วยคอมพิวเตอร์ซึ่งควบคุมแรงขับของเครื่องยนต์ เครื่องจักรจะขยับปีกผีเสื้อเพื่อรักษาความเร็วที่กำหนด N1 หรือความเร็วในการบินที่กำหนดตลอดทั้งเที่ยวบินตั้งแต่เครื่องขึ้นไปจนถึงการแตะลงบนรันเวย์ ได้รับการออกแบบมาเพื่อทำงานร่วมกับระบบขับเคลื่อนอัตโนมัติและคอมพิวเตอร์นำทาง (FMS, Flight Management System)
คันเร่งอัตโนมัติมีโหมดการทำงานดังต่อไปนี้: การบินขึ้น (TAKEOFF); ปีน (ปีน); ครอบครองระดับความสูงที่กำหนด (ALT ACQ); เที่ยวบินล่องเรือ (CRUISE); ลดลง (DESCENT); แนวทาง (แนวทาง); พลาดแนวทาง (GO-AROUND)
FMC ส่งข้อมูลไปยังคันเร่งอัตโนมัติเกี่ยวกับโหมดการทำงานที่ต้องการ, ความเร็ว N1 ที่ระบุ, ความเร็วเครื่องยนต์ต่อเนื่องสูงสุด, ความเร็วสูงสุดสำหรับการไต่ขึ้น, แล่นผ่านและเข้าใกล้ เช่นเดียวกับข้อมูลอื่นๆ
คุณสมบัติของระบบควบคุมการยึดเกาะถนนอัตโนมัติในกรณีที่ FMC ขัดข้อง
ในกรณีที่ FMC ล้มเหลว คอมพิวเตอร์ควบคุมคันเร่งอัตโนมัติจะคำนวณความเร็วจำกัดของตัวเอง N1 และแสดงสัญญาณ "A/T LIM" ให้กับนักบิน หากคันเร่งอัตโนมัติทำงานในโหมดบินขึ้นในขณะนี้ ระบบจะปิดโดยอัตโนมัติพร้อมสัญญาณบ่งชี้ความล้มเหลว “A/T”
การปฏิวัติ N1 ที่คำนวณโดยอัตโนมัติสามารถอยู่ภายใน (+0% -1%) ของขีดจำกัดการไต่ระดับ N1 ของ FMC
ในโหมด go-around การหมุนรอบ N1 ที่คำนวณโดยอัตโนมัติช่วยให้เปลี่ยนจากเข้าใกล้ไปสู่การปีนได้อย่างราบรื่นยิ่งขึ้น และคำนวณตามเงื่อนไขเพื่อให้แน่ใจว่ามีการไล่ระดับการไต่เชิงบวก
คุณสมบัติระบบควบคุมการยึดเกาะถนนอัตโนมัติเมื่อ RMS ไม่ทำงาน
เมื่อ RMS ไม่ทำงาน ตำแหน่งของปีกผีเสื้อจะไม่สอดคล้องกับความเร็ว N1 ที่ระบุอีกต่อไป และเพื่อป้องกันการเร่งความเร็วเกิน ระบบฉุดลากอัตโนมัติจะลดขีดจำกัดการเบี่ยงเบนปีกผีเสื้อไปข้างหน้าจาก 60 เป็น 55 องศา
ความเร็วในการบิน
ระบบการตั้งชื่อความเร็วที่ใช้ในคู่มือของโบอิ้ง:
- ความเร็วลมที่ระบุ (Indicated หรือ IAS) - การอ่านตัวบ่งชี้ความเร็วลมโดยไม่มีการแก้ไข
- ความเร็วภาคพื้นดินที่ระบุ (Calibrated หรือ CAS) ความเร็วภาคพื้นดินที่ระบุจะเท่ากับความเร็วที่ระบุซึ่งมีการแก้ไขตามหลักอากาศพลศาสตร์และอุปกรณ์
- ความเร็วที่ระบุ (เทียบเท่าหรือ EAS) ความเร็วตัวบ่งชี้เท่ากับความเร็วตัวบ่งชี้ของโลกซึ่งได้รับการแก้ไขสำหรับการอัดอากาศ
- ความเร็วจริง (True หรือ TAS) ความเร็วจริงเท่ากับความเร็วที่ระบุ ซึ่งแก้ไขความหนาแน่นของอากาศแล้ว
มาเริ่มอธิบายความเร็วในลำดับย้อนกลับกัน ความเร็วที่แท้จริงของเครื่องบินคือความเร็วที่สัมพันธ์กับอากาศ ความเร็วลมวัดบนเครื่องบินโดยใช้เครื่องรับความดันอากาศ (APR) พวกเขาวัดความดันรวมของการไหลนิ่ง พี* (พิโตต์) และความดันสถิต พี(คงที่). สมมติว่าความกดอากาศบนเครื่องบินเหมาะสมที่สุดและไม่ทำให้เกิดข้อผิดพลาดใดๆ และอากาศไม่สามารถอัดตัวได้ จากนั้นอุปกรณ์ที่ใช้วัดความแตกต่างของความกดดันที่เกิดขึ้นจะวัดความดันความเร็วลม พี * − พี = ρ * วี 2 / 2 . หัวความเร็วขึ้นอยู่กับทั้งความเร็วที่แท้จริง วีและความหนาแน่นของอากาศ ρ เนื่องจากเครื่องชั่งเครื่องมือได้รับการสอบเทียบภายใต้สภาวะภาคพื้นดินที่ความหนาแน่นมาตรฐาน ภายใต้เงื่อนไขเหล่านี้ เครื่องมือจึงจะแสดงความเร็วที่แท้จริง ในกรณีอื่นๆ ทั้งหมด อุปกรณ์จะแสดงค่านามธรรมที่เรียกว่าความเร็วของตัวบ่งชี้
ความเร็วที่ระบุ วี ฉันมีบทบาทสำคัญไม่เพียงแต่เป็นปริมาณที่จำเป็นสำหรับการกำหนดความเร็วของเครื่องบินเท่านั้น ในการบินที่มั่นคงในแนวนอนสำหรับมวลเครื่องบินที่กำหนด มันจะกำหนดมุมการโจมตีและสัมประสิทธิ์การยกโดยเฉพาะ
เมื่อพิจารณาว่าที่ความเร็วการบินมากกว่า 100 กม./ชม. ความสามารถในการอัดอากาศเริ่มปรากฏให้เห็น ความแตกต่างของแรงดันจริงที่วัดโดยอุปกรณ์จะมากกว่าเล็กน้อย ค่านี้จะเรียกว่าความเร็วตัวบ่งชี้ของโลก วี ฉัน 3 (ปรับเทียบแล้ว) ความแตกต่าง วี ฉัน − วี ฉัน 3 เรียกว่าการแก้ไขการอัดและเพิ่มขึ้นตามระดับความสูงและความเร็วในการบินที่เพิ่มขึ้น
เครื่องบินที่บินจะบิดเบือนแรงดันสถิตที่อยู่รอบๆ อุปกรณ์จะวัดแรงดันสถิตที่แตกต่างกันเล็กน้อย ขึ้นอยู่กับจุดติดตั้งตัวรับแรงดัน แรงดันรวมไม่บิดเบี้ยวในทางปฏิบัติ การแก้ไขตำแหน่งของจุดวัดความดันคงที่เรียกว่าอากาศพลศาสตร์ (การแก้ไขตำแหน่งแหล่งกำเนิดคงที่) การแก้ไขด้วยเครื่องมือสำหรับความแตกต่างระหว่างอุปกรณ์นี้กับมาตรฐานก็เป็นไปได้เช่นกัน (สำหรับ Boeing จะถือว่าเป็นศูนย์) ดังนั้น ค่าที่แสดงโดยอุปกรณ์จริงที่เชื่อมต่อกับ PVD จริงจึงเรียกว่าความเร็วของเครื่องมือ (ระบุ)
ตัวบ่งชี้ความเร็วรวมและหมายเลข M จะแสดงความเร็วของตัวบ่งชี้พื้น (ปรับเทียบแล้ว) จากคอมพิวเตอร์ข้อมูล Air ตัวบ่งชี้ความเร็วและระดับความสูงรวมจะแสดงความเร็วที่ระบุ ซึ่งได้จากแรงดันที่รับโดยตรงจากปั๊มแรงดันลม
มาดูข้อผิดพลาดทั่วไปที่เกี่ยวข้องกับปั๊มแรงดันลมกัน โดยปกติแล้ว ลูกเรือจะรับรู้ถึงปัญหาระหว่างเครื่องขึ้นหรือหลังจากออกจากพื้นได้ไม่นาน ในกรณีส่วนใหญ่ ปัญหาเหล่านี้เกิดจากการแข็งตัวของน้ำในท่อ
หากหัววัด Pitot อุดตัน ตัวบ่งชี้ความเร็วจะไม่ระบุความเร็วที่เพิ่มขึ้นในระหว่างการบินขึ้น อย่างไรก็ตาม หลังจากการยกตัว ความเร็วจะเริ่มเพิ่มขึ้นเมื่อความดันสถิตลดลง เครื่องวัดระยะสูงจะทำงานได้เกือบถูกต้อง เมื่อเร่งความเร็วต่อไป ความเร็วจะเพิ่มขึ้นตามค่าที่ถูกต้อง จากนั้นเกินขีดจำกัดพร้อมกับสัญญาณเตือนที่สอดคล้องกัน (คำเตือนความเร็วเกิน) ความยากของความล้มเหลวนี้คือในบางครั้งเครื่องมือจะแสดงการอ่านค่าที่เกือบจะเป็นปกติ ซึ่งสามารถสร้างภาพลวงตาว่าการทำงานปกติของระบบได้รับการฟื้นฟูแล้ว
หากพอร์ตคงที่อุดตันระหว่างการบินขึ้น ระบบจะทำงานได้ตามปกติ แต่ในระหว่างการไต่ระดับ ความเร็วจะลดลงอย่างมากจนเหลือศูนย์ การอ่านค่าความสูงจะยังคงอยู่ที่ระดับความสูงของสนามบิน หากนักบินพยายามรักษาความเร็วของเครื่องบินโดยการลดระดับเสียงขณะปีน มักจะจบลงด้วยความเร็วสูงสุดที่กำหนด
นอกเหนือจากกรณีของการอุดตันโดยสมบูรณ์แล้ว การอุดตันบางส่วนหรือการลดแรงดันของท่อก็เป็นไปได้ ในกรณีนี้ การรับรู้ถึงความล้มเหลวอาจทำได้ยากขึ้นมาก กุญแจสำคัญคือการระบุระบบและเครื่องมือที่ไม่ได้รับผลกระทบจากความล้มเหลวและยุติเที่ยวบินด้วยความช่วยเหลือ หากมีมุมบ่งชี้การโจมตี ให้บินภายในส่วนสีเขียว หากไม่มี ให้ตั้งค่าระดับเสียงและความเร็วของเครื่องยนต์ N1 ให้สอดคล้องกับโหมดการบินตามตารางความเร็วลมที่ไม่น่าเชื่อถือใน QRH ออกไปจากก้อนเมฆถ้าเป็นไปได้ ขอความช่วยเหลือจากฝ่ายควบคุมการจราจร โดยคำนึงว่าอาจมีข้อมูลที่ไม่ถูกต้องเกี่ยวกับระดับความสูงของคุณ อย่าเชื่อถืออุปกรณ์ที่น่าสงสัยในการอ่านค่า แต่ในขณะนี้ดูเหมือนว่าจะทำงานได้อย่างถูกต้อง
ตามกฎแล้ว ข้อมูลที่เชื่อถือได้ในกรณีนี้: ระบบเฉื่อย (ตำแหน่งในอวกาศและความเร็วพื้นดิน), ความเร็วเครื่องยนต์, เครื่องวัดระยะสูงด้วยวิทยุ, การเปิดใช้งานเครื่องเขย่าแบบแท่ง (แผงเข้าใกล้), การเปิดใช้งาน EGPWS (การเข้าใกล้พื้นอย่างอันตราย)
กราฟแสดงแรงขับของเครื่องยนต์ที่ต้องการ (การลากของเครื่องบิน) ในการบินระดับน้ำทะเลในบรรยากาศมาตรฐาน แรงขับมีหน่วยเป็นพันปอนด์ และความเร็วมีหน่วยเป็นนอต
ถอดออก
วิถีการบินขึ้นจะขยายจากจุดเริ่มต้นจนกระทั่งไต่ขึ้นถึง 1,500 ฟุต หรือสิ้นสุดการถอยกลับและความเร็วของเครื่องบิน วี เอฟตโอ (ความเร็วในการบินขึ้นขั้นสุดท้าย) จุดใดสูงกว่ากัน
น้ำหนักบินขึ้นสูงสุดของเครื่องบินถูกจำกัดโดยเงื่อนไขต่อไปนี้:
- พลังงานสูงสุดที่อนุญาตซึ่งจะถูกดูดซับโดยเบรกในกรณีที่ยกเลิกการบินขึ้น
- การไล่ระดับสีขั้นต่ำที่อนุญาต
- เวลาทำงานสูงสุดที่อนุญาตของเครื่องยนต์ในโหมดการบินขึ้น (5 นาที) ในกรณีที่มีการบินขึ้นอย่างต่อเนื่องเพื่อให้ได้ระดับความสูงและความเร่งที่ต้องการเพื่อถอดกลไกออก
- ระยะบินขึ้น-ลงที่ใช้ได้
- น้ำหนักบินขึ้นที่ได้รับการรับรองสูงสุดที่อนุญาต
- ความสูงขั้นต่ำที่อนุญาตในการบินเหนือสิ่งกีดขวาง
- ความเร็วภาคพื้นดินสูงสุดที่อนุญาตสำหรับการขึ้นตัวจากทางวิ่ง (ขึ้นอยู่กับความแข็งแกร่งของยาง) โดยทั่วไปแล้ว 225 นอต แต่เป็นไปได้ 195 นอต ความเร็วนี้เขียนลงบนยางโดยตรง
- ความเร็วการบินขึ้นขั้นต่ำของวิวัฒนาการ วี มคช (ความเร็วในการควบคุมขั้นต่ำบนพื้น)
การไล่ระดับสีขั้นต่ำที่อนุญาต
ตามมาตรฐานความสมควรเดินอากาศ FAR 25 (กฎการบินของรัฐบาลกลาง) การไล่ระดับสีจะถูกทำให้เป็นมาตรฐานในสามส่วน:
- เมื่อล้อลงจอดขยายออกและปีกนกอยู่ในตำแหน่งบินขึ้น ความชันควรมากกว่าศูนย์
- หลังจากถอนล้อลงแล้ว ปีกนกจะอยู่ในตำแหน่งบินขึ้น - ความลาดชันขั้นต่ำ 2.4% ตามกฎแล้วน้ำหนักในการขึ้นเครื่องจะถูกจำกัดโดยปฏิบัติตามข้อกำหนดนี้
- ในการกำหนดค่าการล่องเรือ ความลาดชันขั้นต่ำคือ 1.2%
ระยะทางบินขึ้น
ความยาวของสนามบินขึ้นที่มีอยู่จะรวมถึงระยะเวลาปฏิบัติการของทางวิ่ง โดยคำนึงถึงทางหยุดและทางโล่ง
ระยะห่างในการขึ้นเครื่องที่มีอยู่ต้องไม่น้อยกว่าระยะทางใดๆ ในสามระยะทาง:
- ระยะทางบินขึ้นต่อจากจุดเริ่มต้นของการเคลื่อนไหวไปจนถึงความสูงของหน้าจอ 35 ฟุตและความเร็วที่ปลอดภัย วี 2 เมื่อเครื่องยนต์ขัดข้องด้วยความเร็วการตัดสินใจ วี 1 .
- ระยะทางที่จะขึ้นเครื่องที่ถูกปฏิเสธ ในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องที่ วี อีเอฟ. ที่ไหน วี อีเอฟ(เครื่องยนต์ขัดข้อง) - ความเร็วในขณะที่เครื่องยนต์ขัดข้อง ถือว่านักบินจะรับรู้ถึงความล้มเหลวและดำเนินการขั้นแรกเพื่อยกเลิกการขึ้นเครื่องด้วยความเร็วการตัดสินใจ วี 1. บนทางวิ่งที่แห้ง จะไม่คำนึงถึงผลจากการถอยหลังของเครื่องยนต์ที่ทำงานอยู่ด้วย
- ระยะการบินขึ้นโดยเครื่องยนต์ที่ทำงานตามปกติตั้งแต่เริ่มเคลื่อนที่จนถึงการไต่ระดับสิ่งกีดขวางทั่วไปที่ความสูง 35 ฟุต คูณด้วย 1.15
ระยะการบินขึ้น-ลงที่ใช้ได้จะรวมถึงความยาวใช้งานของทางวิ่งและความยาวของแถบนิรภัยส่วนปลาย (สต็อปเวย์)
ความยาวของเส้นทางเคลียร์เวย์อาจเพิ่มเข้าไปในระยะการบินขึ้นที่มีอยู่ แต่ต้องไม่เกินครึ่งหนึ่งของส่วนที่ลอยอยู่ในอากาศของเส้นทางบินขึ้นจากจุดบินขึ้นไปจนถึงระดับความสูง 35 ฟุต และความเร็วที่ปลอดภัย
หากเราเพิ่มความยาวของล้อลงจอดเข้ากับความยาวของทางวิ่ง เราก็สามารถเพิ่มน้ำหนักเครื่องขึ้นได้ และความเร็วในการตัดสินใจก็จะเพิ่มขึ้น เพื่อให้สามารถไต่ขึ้นได้ 35 ฟุตเหนือส่วนท้ายของล้อลงจอด
หากเราใช้ทางโล่งเราก็สามารถเพิ่มน้ำหนักการบินขึ้นได้ แต่ความเร็วในการตัดสินใจจะลดลงเนื่องจากเราต้องแน่ใจว่าเครื่องบินหยุดในกรณีที่มีการปฏิเสธการบินขึ้นโดยมีน้ำหนักเพิ่มขึ้นภายในระยะเวลาปฏิบัติการของ รันเวย์ ในกรณีที่การบินขึ้นอย่างต่อเนื่องในกรณีนี้ เครื่องบินจะไต่ขึ้นไปถึง 35 ฟุตจากรันเวย์แต่อยู่เหนือทางที่ชัดเจน
ความสูงขั้นต่ำที่อนุญาตในการบินเหนือสิ่งกีดขวาง
ระยะห่างขั้นต่ำที่อนุญาตเหนือสิ่งกีดขวางบนวิถีการบินขึ้นสุทธิคือ 35 ฟุต
“สะอาด” คือวิถีการบินขึ้นซึ่งความลาดชันของการไต่ลดลง 0.8% เมื่อเทียบกับความลาดชันจริงสำหรับเงื่อนไขที่กำหนด
เมื่อสร้างทางออกมาตรฐานจากพื้นที่สนามบินหลังเครื่องขึ้น (SID) จะมีการวางแนวลาดขั้นต่ำของวิถี "สะอาด" ที่ 2.5% ดังนั้น เพื่อให้ขั้นตอนการออกเสร็จสมบูรณ์ น้ำหนักบินขึ้นสูงสุดของเครื่องบินจะต้องมีค่าความชันการไต่ 2.5 +0.8 = 3.3% รูปแบบทางออกบางรูปแบบอาจต้องมีการไล่ระดับที่สูงกว่า ทำให้จำเป็นต้องลดน้ำหนักในการบินขึ้น
ความเร็วในการบินขึ้นขั้นต่ำ
นี่คือความเร็วของตัวบ่งชี้พื้นในระหว่างการบินขึ้น - ลง ซึ่งในกรณีที่เครื่องยนต์วิกฤตขัดข้องอย่างกะทันหัน คุณสามารถรักษาการควบคุมเครื่องบินโดยใช้เพียงหางเสือเท่านั้น (โดยไม่ต้องใช้พวงมาลัยล้อจมูก) และบำรุงรักษา การควบคุมด้านข้างเพียงพอเพื่อให้ปีกอยู่ในตำแหน่งใกล้แนวนอน เพื่อให้แน่ใจว่าจะบินขึ้นต่อไปได้อย่างปลอดภัย วี มคช ไม่ขึ้นอยู่กับสภาพของทางวิ่งเนื่องจากความมุ่งมั่นไม่ได้คำนึงถึงปฏิกิริยาของทางวิ่งต่อเครื่องบิน
ตารางแสดง วี มคช ในหน่วยขึ้น - ลงด้วยเครื่องยนต์ที่มีแรงขับ 22K โดยที่ Actual OAT คืออุณหภูมิอากาศภายนอก และกด ALT คือระดับความสูงของสนามบินมีหน่วยเป็นฟุต หมายเหตุด้านล่างเกี่ยวข้องกับการบินขึ้นโดยปิดการไล่ลมเครื่องยนต์ (ไม่มีการปล่อยเลือดออกจากเครื่องยนต์) เนื่องจากแรงขับของเครื่องยนต์เพิ่มขึ้น เช่นกัน วี มคช .
| ข้าวโอ๊ตจริง | กด ALT | ||||
| ค | 0 | 2000 | 4000 | 6000 | 8000 |
| 40 | 111 | 107 | 103 | 99 | 94 |
| 30 | 116 | 111 | 107 | 103 | 99 |
| 20 | 116 | 113 | 111 | 107 | 102 |
| 10 | 116 | 113 | 111 | 108 | 104 |
สำหรับการปิดระบบปรับอากาศ ให้เพิ่ม V1(MCG) ขึ้น 2 นอต
การบินขึ้นด้วยเครื่องยนต์ที่ขัดข้องสามารถดำเนินต่อไปได้ก็ต่อเมื่อเครื่องยนต์ขัดข้องเกิดขึ้นที่ความเร็วอย่างน้อย วี มคช .
บินขึ้นจากรันเวย์เปียก
เมื่อคำนวณน้ำหนักบินขึ้นสูงสุดที่อนุญาต ในกรณีที่มีการบินขึ้นอย่างต่อเนื่อง จะใช้ความสูงของตะแกรงลดลง 15 ฟุต แทนที่จะเป็น 35 ฟุตสำหรับทางวิ่งที่แห้ง ทั้งนี้ เป็นไปไม่ได้ที่จะรวมแถบที่ไม่มีสิ่งกีดขวาง (เคลียร์เวย์) มาคำนวณระยะทางบินขึ้น
yawdamper คืออะไร ในคำง่ายๆ และได้รับคำตอบที่ดีที่สุด
ตอบกลับจาก Alexander Kaymanov[คุรุ]
ตัวหน่วงการสั่นสะเทือนเป็นส่วนประกอบของระบบควบคุมเครื่องบิน ตัวหน่วงการสั่นสะเทือนได้รับการออกแบบมาเพื่อตอบโต้การสั่นสะเทือนของเครื่องบินเมื่อเทียบกับแกนหลักสามแกน และปรับปรุงลักษณะเสถียรภาพและการควบคุมเมื่อขับเครื่องบินในทุกโหมดการบิน
การใช้แดมเปอร์บนเครื่องบินสมัยใหม่มีสาเหตุมาจากความเสถียรของอากาศพลศาสตร์ลดลงเนื่องจากบริเวณส่วนท้ายเล็กที่เกี่ยวข้องกับระดับความสูงและความเร็วในการบินที่เพิ่มขึ้น
เหี้ยยยยย!!! ดูเหมือนคุณจะเป็นนักบินในอนาคต Mamaaaaaaaaaaaaaaaaa !
ตอนนี้ฉันจะพูดขนมปังปิ้ง:
ที่สูงในเทือกเขาคอเคเชียนสีเทา มีผู้เลี้ยงแกะสูงอายุคนหนึ่งกำลังดูแลฝูงแกะ นกอินทรีบินสูงขึ้นไปในท้องฟ้าสีคราม เขาเห็นแกะก็พับปีกแล้วตกลงไปเหมือนก้อนหินบนแกะตัวผู้ที่ใหญ่ที่สุด คว้ามันแล้วบินไป คนเลี้ยงแกะชราหยิบปืน เล็ง ยิง และ.... นกอินทรีตกลงไปที่ก้นหุบเขาที่ลึกที่สุด และแกะผู้... ก็บินต่อไป
ดังนั้นมาดื่มความจริงที่ว่านกอินทรีไม่เคยล้มและแกะผู้ไม่เคยบิน!
เรียนรู้อุปกรณ์และระวัง: ในสวรรค์ สิ่งเลวร้ายนั้นเป็นไปได้เสมอ
เพื่อนร่วมงานไม่พอใจกับความรู้ของคุณ....
คำตอบจาก Murzik99rus[คุรุ]
ยากล่อมประสาท
คำตอบจาก 3 คำตอบ[คุรุ]
สวัสดี! นี่คือหัวข้อที่เลือกสรรพร้อมคำตอบสำหรับคำถามของคุณ: สิ่งที่ทำให้ชื้นในการหันเหในคำง่ายๆ
เพื่อปรับปรุงคุณลักษณะการเคลื่อนที่ด้านข้างของเครื่องบินและป้องกันการสั่นของ "ระยะพิทช์ดัตช์" ที่ไม่มีการลดแรงสั่นสะเทือน จึงได้ติดตั้งตัวหน่วงการหันเหในระบบควบคุมหางเสือ
"การหมุนแบบดัตช์" เกิดขึ้นจากความเสถียรของทิศทางที่ค่อนข้างอ่อนแอและความเสถียรด้านข้างของเครื่องบินที่มากเกินไป เมื่อเครื่องบินหมุนสัมพันธ์กับแกนตามยาว การเลื่อนจะเกิดขึ้นเองไปยังปีกที่ตกลงมาเนื่องจากองค์ประกอบแรงโน้มถ่วงด้านข้างที่โผล่ออกมา สิ่งนี้นำไปสู่การเกิดขึ้นของช่วงเวลาของความมั่นคงด้านข้างทันที M x β ซึ่งมีแนวโน้มที่จะลดการม้วนที่เกิดขึ้น บนเครื่องบินที่มีความเสถียรด้านข้างสูง สิ่งนี้ถือเป็นสิ่งสำคัญ
ในเวลาเดียวกัน ช่วงเวลาแห่งความมั่นคงในทิศทาง M y β ก็เกิดขึ้นเช่นกัน โดยมีแนวโน้มที่จะหันจมูกของเครื่องบินไปในทิศทางของการลื่นที่เกิดขึ้น เนื่องจากในเครื่องบินหลายลำ ความเสถียรของทิศทางนั้นอ่อนแอกว่าความเสถียรด้านข้างมาก การคืนตัวของสลิปจึงล่าช้ากว่าการคืนตัวของม้วน ตามแรงเฉื่อย เครื่องบินจะบินเกินตำแหน่งโดยไม่มีการหมุนและเริ่มหมุนไปในทิศทางตรงกันข้าม ดังนั้น เครื่องบินจะทำการแกว่งและสไลด์โดยไม่มีการแทรกแซงในการควบคุม
ตัวหน่วงการหันเหจะเพิ่มเสถียรภาพในทิศทางอย่างเทียมและป้องกันการสั่น
องค์ประกอบที่ละเอียดอ่อนของแดมเปอร์หันเหคือไจโรสโคปสององศาที่ตอบสนองต่อความเร็วเชิงมุม ω y สัมพันธ์กับแกน Y ปกติ สัญญาณนี้จะถูกกรองและขยายขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินโดยสัญญาณจากคอมพิวเตอร์ที่คำนวณระดับความสูงและความเร็ว พารามิเตอร์ (คอมพิวเตอร์ข้อมูลอากาศ) ถัดไป สัญญาณจะถูกส่งไปยังสปูลควบคุมแดมเปอร์ (ดูไดอะแกรมของการขับเคลื่อนพวงมาลัยหลักของ LV ในส่วน "การควบคุมถนน") แกนม้วนสายควบคุมการเคลื่อนที่ของตัวกระตุ้นแดมเปอร์ ซึ่งจะเลื่อนจุดศูนย์กลางการหมุนของแขนรวมหลักและรอง และเพิ่มการเคลื่อนไหวของแป้นเหยียบของนักบิน และส่งผลให้แกนหางเสือของตัวกระตุ้นพวงมาลัยหลักเคลื่อนที่
ในกรณีนี้ การเคลื่อนไหวของแดมเปอร์แอคทูเอเตอร์จะไม่ถูกส่งไปยังแป้นเหยียบ และนักบินไม่สามารถสัมผัสได้ถึงการทำงานของแดมเปอร์ ในการตรวจสอบการทำงาน ตัวบ่งชี้จะแสดงขึ้นโดยแสดงความเบี่ยงเบนของตัวกระตุ้นแดมเปอร์
การควบคุมที่สะดวกขณะขับแท็กซี่: ในตอนแรกแฮนด์ควรเอียงไปในทิศทางตรงข้ามกับการเลี้ยว จากนั้นบาร์สามารถกลับสู่ตำแหน่งเป็นกลางหรือเบี่ยงเบนไปทางเทิร์นได้ สิ่งนี้อธิบายได้ด้วยกฎที่ซับซ้อนของการโก่งตัวของหางเสือ เมื่อหางเสือตอบสนองต่อส่วนประกอบที่เปลี่ยนแปลงอย่างรวดเร็วของความเร็วเชิงมุมของการเลี้ยว และไม่ตอบสนองต่อส่วนประกอบคงที่ของมัน
ในระหว่างการทำงานปกติของแดมเปอร์ขณะบิน การเบี่ยงเบนของแถบตัวบ่งชี้แทบจะมองไม่เห็น
บนเครื่องบินรุ่นใหม่ที่มีหน่วยสื่อสารแบบบูรณาการ (IFSAU) ติดตั้งระหว่างปืนอัตตาจรและเครื่องบิน (ดูระบบควบคุมอัตโนมัติ) เมื่อปีกนกขยายออก สัญญาณแดมเปอร์จะเพิ่มขึ้น 29% เพื่อต่อต้านเสถียรภาพด้านข้างที่เพิ่มขึ้น นอกจากนี้ สัญญาณ 8 เฮิรตซ์จะถูกลดทอนลง 50% เพื่อลดการสั่นสะเทือนและปรับปรุงความสะดวกสบายของผู้โดยสาร
เลื่อนประสานกัน
การร่อนแบบประสานงานเป็นการควบคุมที่ดำเนินการในระหว่างการทดสอบการบินของเครื่องบิน ช่วยให้คุณสามารถระบุคุณลักษณะของเสถียรภาพด้านข้างและการควบคุมของเครื่องบินได้ โดยเฉพาะประสิทธิภาพร่วมกันของการควบคุมด้านข้างและทิศทาง เมื่อทำการแสดงพวกมันจะรักษาการบินตรงที่ระดับความสูงและความเร็วคงที่โดยมีการโก่งหางเสือแบบทีละขั้นตอน เพื่อป้องกันไม่ให้เกิดการลื่นไถลส่งผลให้เครื่องบินออกจากเส้นทางตรง จะมีการม้วนตัวในทิศทางตรงกันข้าม ดังนั้นองค์ประกอบแรงโน้มถ่วงด้านข้างจะชดเชยแรงด้านข้างจากการเลื่อน ในการซ้อมรบนี้ ดูเหมือนว่าช่องทางการติดตามจะต่อสู้กับช่องทางขวาง หากไม่มีข้อจำกัดด้านความแข็งแกร่ง การโก่งหางเสือจะดำเนินการจนกว่าจะสิ้นเปลืองพลังงานเต็มที่ ตามกฎแล้ว แป้นเหยียบจะเป็นคนแรกที่เหยียบ และส่วนควบคุมด้านข้างยังคงมีสำรองอยู่บ้าง แต่มันก็เกิดขึ้นในทางตรงกันข้าม
ในรายงานการสืบสวนการชนของเครื่องบินโบอิ้ง 737-200 เมื่อวันที่ 3 มีนาคม พ.ศ. 2534 ในพื้นที่โคโลราโดสปริงส์ NTSB เผยแพร่ผลการร่อนแบบประสานงานที่ดำเนินการด้วยความเร็ว 150-160 นอตในการกำหนดค่าพนังต่างๆตั้งแต่ 40 ถึง 10 องศา
พิจารณากรณีของการโก่งตัวโดยสมบูรณ์ (ถอนออกโดยไม่สมัครใจ) ของหางเสือไปทางขวา 25 องศา
ดังนั้นตารางแสดงให้เห็นว่าการเลื่อนหางเสือไปยังตำแหน่งสุดขั้วไม่เป็นอันตรายเมื่อขยายปีกนกไปยังตำแหน่งตั้งแต่ 40 ถึง 25 องศา ช่วงเวลาการส้นเท้าจากการลื่นไถลที่เกิดขึ้นสามารถตอบโต้ได้โดยการเบี่ยงพวงมาลัยเป็นมุมตามลำดับตั้งแต่ 35 ถึง 68 องศา สิ่งนี้อธิบายได้จากประสิทธิภาพที่เพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วของสปอยเลอร์ปีกเครื่องบิน ซึ่งเบี่ยงเบนไปขณะบิน ซึ่งขัดขวางการไหลจากแผ่นพับบนปีกครึ่งหนึ่งที่ควรลดระดับลง
เมื่อมุมขยายของแผ่นพับน้อยกว่า 25 องศา การโก่งตัวของพวงมาลัยทั้งหมดไม่เพียงพอที่จะตอบโต้การเคลื่อนตัวของหางเสือ (ที่ความเร็วทดลอง - 150-160 นอต) ดังนั้น ด้วยปีกนก 15 การปรับสมดุลทำได้ที่ dPH = 23 องศาเท่านั้น โดยมีปีกนก 10 - ที่ dPH = 21 องศา
บรรทัดล่างสุดของตารางใช้ไม่ได้กับการเลื่อนแบบประสานกัน ในกรณีนี้เกิดความสมดุลเมื่อหมุนไปทางขวาโดยหมุน 40 องศา ในกรณีนี้ พวงมาลัยถูกเบนไปทางซ้ายในมุมเต็ม และมุมสลิปลดลงจาก 16 เป็น 13 องศา เนื่องจากลักษณะของโมเมนต์การเคลื่อนที่ที่ทำให้หมาด ๆ M Y จากความเร็วเชิงมุมของการเลี้ยว
นอกจากนี้ในรายงานนี้มีข้อมูลที่การศึกษาแสดงให้เห็นว่าเมื่อความเร็วลดลงจนถึงค่าที่กำหนด ประสิทธิผลของการควบคุมด้านข้างโดยที่ลิ้นปีกผีเสื้อขยายออกไป 1 องศา จะไม่เพียงพอที่จะตอบโต้หางเสือในตำแหน่งที่รุนแรง ความเร็วนี้เรียกว่า "ความเร็วเครื่องบินแบบครอสโอเวอร์"
ระบบควบคุมอัตโนมัติ
ระบบควบคุมเครื่องบินอัตโนมัติ (AFCS) ประกอบด้วยระบบอิสระ 3 ระบบ ได้แก่ ระบบควบคุมการบินแบบดิจิทัล (DFCS) ระบบกันสะเทือนการหันเห (ดู ความเสถียรด้านข้างและความสามารถในการควบคุม) และคันเร่งอัตโนมัติ ระบบเหล่านี้ให้การรักษาเสถียรภาพของเครื่องบินโดยอัตโนมัติในระดับเสียง การหมุน และการเลื่อน และการควบคุมของเครื่องบินโดยอาศัยสัญญาณจากเครื่องช่วยนำทางด้วยวิทยุ คอมพิวเตอร์นำทางการบิน (FMC) คอมพิวเตอร์ความเร็วระดับความสูง (ADC) และการรักษาเสถียรภาพของเส้นทาง
ขึ้นอยู่กับการกำหนดค่าของเครื่องบิน การสื่อสารระหว่างระบบควบคุมแบบดิจิทัลและเครื่องบินจะดำเนินการโดยหน่วยสื่อสาร (AFC) หรือหน่วยสื่อสารรวม (IFSAU) การทำงานของแดมเปอร์หันเหจะเปลี่ยนไปบ้างขึ้นอยู่กับสิ่งนี้
การควบคุมเครื่องบินอัตโนมัตินั้นดำเนินการผ่านลิฟต์และปีกเครื่องบิน บนเครื่องบินที่มีการดัดแปลง "NG" สามารถติดตั้งระบบควบคุมหางเสืออัตโนมัติได้
นอกจากนี้ยังมีการปล่อยแรงอัตโนมัติจากพวงมาลัยในช่องยาว (โดยที่คอพวงมาลัยจะกลับสู่ตำแหน่งที่เป็นกลาง) โดยการจัดเรียงโคลงใหม่ ไม่มีการปล่อยแรงอัตโนมัติในช่องขวางดังนั้นจึงห้ามใช้กลไกการตัดแต่งปีกนกเมื่อเปิดระบบอัตโนมัติ ในกรณีนี้ เฟืองบังคับเลี้ยวของระบบออโต้ไพลอตจะแรงเกินสปริงของกลไกการบรรทุก (ความรู้สึกของปีกเครื่องบินและยูนิตที่อยู่ตรงกลาง) และเมื่อปิดระบบออโต้ไพลอต เครื่องบินก็จะเริ่มหมุนอย่างไม่คาดคิดสำหรับนักบิน
เหตุการณ์ที่คล้ายกันนี้เกิดขึ้นเมื่อวันที่ 6 กันยายน พ.ศ. 2554 ที่สายการบิน ANA แม้ว่านักบินจะอยู่ที่นั่น เนื่องจากการโก่งตัวของกลไกการตัดแต่งหางเสือโดยไม่สมัครใจ ทำให้ช่องทางการติดตามไม่สมดุล ส่งผลให้ระบบขับเคลื่อนอัตโนมัติถูกปิดและเครื่องบินพุ่งอย่างรุนแรง
ในการบิน โดยที่ระบบขับเคลื่อนอัตโนมัติทำงานอยู่ คอควบคุมและพวงมาลัยควรอยู่ในตำแหน่งที่เป็นกลาง สิ่งนี้บ่งชี้ว่าไม่จำเป็นต้องใช้ความพยายามในการเดินสายไฟลิฟต์และปีกนก การเบี่ยงเบนของคอพวงมาลัยจากตำแหน่งเกียร์ว่างเป็นสัญญาณของความล้มเหลวในการควบคุมโคลงหรือการวิ่งหนี
การโก่งตัวของพวงมาลัยบ่งบอกถึงความไม่สมมาตรด้านข้าง (ทาง) ของเครื่องบิน การผลิตเชื้อเพลิงไม่สม่ำเสมอ หรือแรงขับของเครื่องยนต์ไม่สมมาตร เทคนิคในการตัดช่องด้านข้างมีอธิบายไว้ในส่วน “ความเสถียรด้านข้างและความสามารถในการควบคุม”
ในกรณีของเที่ยวบินที่มีแรงขับของเครื่องยนต์ไม่สมมาตร นักบินจะต้องควบคุมช่องทางเส้นทางอย่างอิสระโดยการเบี่ยงแป้น มิฉะนั้นจะไม่รับประกันความถูกต้องแม่นยำในการรักษาพารามิเตอร์เที่ยวบินที่ระบุ
การปิดใช้งานระบบออโต้ไพลอต (DFCS) จะแสดงโดยไฟปุ่ม “A/P P/RST” สีแดงกะพริบและเสียงไซเรน และการปิดใช้งานคันเร่งอัตโนมัติจะแสดงด้วยไฟปุ่ม “A/T P/RST” สีแดงเท่านั้น ตามรายงานการสอบสวนของ AAIB (สาขาสืบสวนอุบัติเหตุทางอากาศ) เกี่ยวกับเหตุการณ์เครื่องบินโบอิ้ง 737-300 ของทอมสันฟลาย ที่เกิดขึ้นที่บอร์นมัธ (สหราชอาณาจักร) เมื่อวันที่ 23 กันยายน พ.ศ. 2550 การไม่มีเสียงเตือนตัดคันเร่งอัตโนมัติเป็นปัจจัยที่มีส่วนทำให้เกิดเหตุการณ์ดังกล่าว ในระหว่างการลงจอด โดยที่เครื่องยนต์ทำงานโดยใช้คันเร่งต่ำ คันเร่งอัตโนมัติก็ดับลง ซึ่งลูกเรือไม่มีใครสังเกตเห็น บนเส้นทางร่อนลง เครื่องบินสูญเสียความเร็วเหลือ 82 นอต (20 กม./ชม. ต่ำกว่า V REF) และเข้าสู่โหมดแผงลอย
นอกเหนือจากการควบคุมเครื่องบินแล้ว ระบบควบคุมการบินแบบดิจิทัล (DFCS) ยังช่วยให้นักบินทราบถึงการเบี่ยงเบนของแถบควบคุมการหมุนและระดับเสียง การเบี่ยงเบนเหล่านี้เทียบเท่ากับคำสั่งของเกียร์บังคับเลี้ยวอัตโนมัติ ดังนั้นเมื่อปิดระบบอัตโนมัติและนักบินกำลังบังคับเครื่องบินโดยใช้แผงควบคุม เขาจึงทำหน้าที่ควบคุมพวงมาลัยแบบอัตโนมัติ การนำร่องโดยผู้กำกับช่วยเพิ่มความแม่นยำในการรักษาเงื่อนไขที่ระบุได้อย่างมาก แต่นักบินไม่ต้องสแกนและวิเคราะห์การอ่านค่าอุปกรณ์ ซึ่งส่งผลให้ทักษะการบินลดลง สิ่งนี้อำนวยความสะดวกโดยนโยบายของสายการบินซึ่งในนามของความสะดวกสบายของผู้โดยสารห้ามไม่ให้นักบินบินโดยที่ผู้กำกับปิดเครื่องแม้ในสภาพอากาศปกติ ปัญหาของลูกเรือที่สูญเสียความสามารถในการควบคุมเครื่องบินเมื่อปิดระบบอัตโนมัติ ได้รับการหยิบยกขึ้นมาหลายครั้งในการประชุมนานาชาติเรื่องความปลอดภัยในการบิน แต่ปัญหายังคงมีอยู่
การบินด้วยเครื่องบินที่มีแรงขับไม่สมมาตร
ลองพิจารณาพฤติกรรมของเครื่องบินทันทีหลังจากเครื่องยนต์ตัวใดตัวหนึ่งขัดข้องและการควบคุมที่จำเป็น (สมดุล) เพื่อให้แน่ใจว่าการบินตรงโดยที่เครื่องยนต์ตัวหนึ่งหยุดทำงาน
ปล่อยให้เครื่องยนต์ด้านซ้ายขัดข้อง ช่วงเวลาที่หันเห M U DV จะเริ่มปฏิบัติการบนเครื่องบินโดยหมุนไปทางซ้าย จะมีการลื่นไถลบนปีกขวา ดังนั้นโมเมนต์การหมุน Mx b ไปทางปีกโดยที่เครื่องยนต์หยุดทำงาน รูปภาพนี้แสดงการเปลี่ยนแปลงโดยประมาณของมุมการลื่นไถลและการหมุนเมื่อเครื่องยนต์ด้านซ้ายดับ
เนื่องจากความเสถียรด้านข้างสูง (โดยเฉพาะอย่างยิ่งเมื่อปีกนกยื่นออกมา) การม้วนจะเกิดขึ้นอย่างแรง ดังนั้นจึงจำเป็นต้องมีการแทรกแซงของนักบินทันที เพื่อตอบโต้จังหวะการเลี้ยวเมื่อเครื่องยนต์ทำงานในโหมดออกตัว การเบี่ยงพวงมาลัยจนสุดยังไม่เพียงพอ จำเป็นต้องถอดสลิปหางเสือออก
ลองพิจารณาว่าเงื่อนไขการทรงตัวเป็นอย่างไรในการบินระยะไกลโดยที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องไม่ทำงาน มาวิเคราะห์สองกรณีเฉพาะของการทรงตัวในการบินตรงโดยที่เครื่องยนต์หยุดทำงาน: 1) โดยไม่หมุน 2) โดยไม่เลื่อน รวมถึงคำแนะนำของ Boeing
1. การบินโดยไม่มีการหมุน
หากต้องการทรงตัวโดยไม่ต้องหมุน คุณต้องสร้างสลิปที่ปีกซ้าย จากนั้นโมเมนต์จากการเลื่อน Mu b จะถูกเพิ่มเข้ากับโมเมนต์จากการเคลื่อนที่ของแรงขับ Mu แบบอสมมาตร การทรงตัวต้องอาศัยการโก่งหางเสืออย่างมาก แรงด้านข้างจากหางเสือ Z рН และจากการเลื่อน Z b จะกระทำในทิศทางตรงกันข้ามและจะสมดุลที่มุมเลื่อนที่แน่นอน โมเมนต์ตามขวาง Mx b จะได้รับการชดเชยด้วยโมเมนต์จากหางเสือ Mx rn และ ailerons Mxailer
ดูเหมือนว่าสำหรับนักบิน การบินตรงโดยไม่หมุนเป็นสิ่งที่ยอมรับได้มากที่สุด แต่เนื่องจากมุมโก่งหางเสือที่ต้องการมาก แรงลากของเครื่องบินจึงเพิ่มขึ้น สิ่งนี้จะลดความสามารถของเครื่องบิน โดยเฉพาะอย่างยิ่งในช่วงที่เครื่องยนต์ขัดข้องเมื่อเครื่องขึ้นที่น้ำหนักสูงและที่อุณหภูมิสูง
โปรดทราบว่าแม้ว่าการบินจะเกิดขึ้นที่นี่พร้อมกับการเลื่อน แต่ลูกบอลบ่งชี้การเลื่อนจะอยู่ตรงกลางอย่างเคร่งครัด ความจริงก็คือแรงทางอากาศพลศาสตร์ในกรณีนี้ตั้งอยู่ในระนาบสมมาตรของเครื่องบิน โดยทั่วไป อุปกรณ์นี้ไม่ใช่ตัวบ่งชี้การสลิป แต่เป็นตัวบ่งชี้การโอเวอร์โหลดด้านข้าง น้ำหนักเกินด้านข้างเกิดขึ้นจากแรงแอโรไดนามิก Z ที่ไม่มีการชดเชย ซึ่งได้รับการสมดุลโดยองค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วง G*sing เมื่อบินด้วยการหมุนหรือแรงเหวี่ยงเมื่อหมุนเครื่องบิน
2. บินโดยไม่เลื่อน
แรงบิดในการเลี้ยวจากเครื่องยนต์ Mu นั้นสมดุลกับแรงบิดจากหางเสือ Mu rn แรงด้านข้าง Z рН ได้รับการสมดุลโดยองค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วง G*sing เมื่อสร้างการหมุนไปทางปีกขวา โมเมนต์ตามขวางจากหางเสือ Mx rn จะถูกสมดุลโดยโมเมนต์จาก ailerons Mxailer โปรดทราบว่าปีกบินจะเบนไปในทิศทางตรงกันข้ามเมื่อเทียบกับการทรงตัวโดยไม่หมุน ในกรณีนี้ลูกบอลจะเบนไปทางปีกที่ลดลงแม้ว่าจะไม่มีการเลื่อนก็ตาม
โหมดการปรับสมดุลนี้มีประโยชน์มากที่สุดสำหรับการจ่ายพลังงานของเครื่องบิน เนื่องจากมีความต้านทานน้อยที่สุด แต่การรักษาระบอบการปกครองนั้นเป็นปัญหาอย่างแน่นอน ประการแรก นักบินไม่มีข้อบ่งชี้ถึงมุมสลิป และประการที่สอง เมื่อแรงขับของเครื่องยนต์ที่กำลังวิ่งเปลี่ยนแปลง โมเมนต์การหมุนจะเปลี่ยน ซึ่งหมายความว่าการโก่งตัวของหางเสือที่ต้องการจะเปลี่ยนไป และแรงด้านข้างของหางเสือก็เปลี่ยนแปลงตามไปด้วย และด้วยเหตุนี้จึงต้องมีมุมม้วนที่ต้องการเพื่อชดเชย คู่มือการบินสำหรับเครื่องบินโซเวียตทำให้นักบินมีมุมเอียงประมาณ 3 - 5° ขณะที่เครื่องยนต์ทำงาน
โบอิ้งให้เกณฑ์การจัดการที่แตกต่างออกไป ลองพิจารณาแผนภาพสมดุลเมื่อเครื่องยนต์ด้านซ้ายทำงานล้มเหลว
ตัวเลข 1 และ 2 ที่แสดงกรณีการพิจารณาของการทรงตัวโดยไม่หมุนและไม่มีการเลื่อน อย่างไรก็ตาม ยังมีตำแหน่งสมดุลอื่นๆ อีกจำนวนไม่สิ้นสุด โบอิ้งแนะนำให้นักบินตัดแต่งเครื่องบินโดยไม่มีการโก่งตัวของปีกเครื่องบินเป็นศูนย์ (ปรับระดับวงล้อควบคุม) มีเขียนไว้ว่าในกรณีนี้มีความเอียงเล็กน้อยไปทางเครื่องยนต์ที่ทำงานอยู่และลูกบอลจะเบี่ยงเบนไปในทิศทางเดียวกันเล็กน้อย ดังที่เห็นได้จากแผนภาพสมดุล ตำแหน่งนี้เป็นสิ่งที่อยู่ระหว่างการพิจารณาการปรับสมดุลสองกรณี สะดวกในการบำรุงรักษาเนื่องจากไม่จำเป็นต้องมองเข้าไปในห้องนักบินเพื่อควบคุม "แนวนอน" ของพวงมาลัยและคุณสามารถควบคุมตำแหน่งที่ถูกต้องของหางเสือได้ด้วยการสัมผัสของมือ ซึ่งพวงมาลัยลดลงครึ่งหนึ่งซึ่งหมายความว่าจะต้องเอียงแป้นไปในทิศทางเดียวกันเพื่อการทรงตัว นี่เป็นเทคนิคเดียวกันทุกประการในการบังคับทิศทางเมื่อเปิดระบบอัตโนมัติ เนื่องจากแป้นเหยียบไม่ได้ถูกควบคุมโดยระบบอัตโนมัติ
ล้มเหลวในความปลอดภัย
ความปลอดภัยจากความล้มเหลวคือการวิเคราะห์ผลกระทบของความผิดปกติต่อพฤติกรรมของเครื่องบินและความสามารถในการบินได้อย่างปลอดภัย
ในการสืบสวนอุบัติเหตุเมื่อวันที่ 3 มีนาคม 1991 NTSB ได้ประเมินการโก่งตัวของการหมุนที่จำเป็นเพื่อแก้ไขความล้มเหลวของระบบควบคุมต่อไปนี้:
1. ส่วนไม้ระแนงแบบยืดหดได้หรือส่วนไม้ระแนง Krueger ยังไม่ถูกปล่อยออกมา ในสภาวะที่ปั่นป่วน ความล้มเหลวนี้มักจะไม่มีใครสังเกตเห็น
2. ความล้มเหลวของแดมเปอร์หันเหโดยหางเสือเคลื่อนที่ 2 องศา (มุมโก่งสูงสุดของหางเสือจากแดมเปอร์หันเหในซีรีย์ (300-500) คือ 3 องศา) การปัดป้องต้องเอียงพวงมาลัย 20 องศา
3. “ลอยตัว” ของเครื่องบินสกัดกั้น
(สปอยเลอร์ที่ต่ำลงจะถูกยึดไว้โดยระบบไฮดรอลิก หากระบบยึดสปอยเลอร์ล้มเหลว ดังนั้น เนื่องจากสุญญากาศเหนือปีก จึงสามารถลอยขึ้นเหนือพื้นผิวปีกได้ ซึ่งเรียกว่า "ลอยได้")
การปัดป้องความล้มเหลวดังกล่าวจำเป็นต้องหันหางเสือ 25 องศา
4. การเกาะแกนแกนพวงมาลัยซึ่งทำให้หางเสือโก่ง 10.5 องศา ต้องมีการเบี่ยงพวงมาลัย 40 องศา
5. การปัดป้องแรงขับที่ไม่สมมาตรของเครื่องยนต์โดยที่หางเสือขยับ 8 องศา จะต้องเบี่ยงเบนพวงมาลัย 30 องศา
สรุปโดยทั่วไปว่าความล้มเหลวเหล่านี้ไม่สามารถเป็นสาเหตุของการสูญเสียการควบคุมเครื่องบินได้
ข้อเสียของเครื่องบิน
จากมุมมองของปัญหาที่เกี่ยวข้องกับอากาศพลศาสตร์ เครื่องบินมีข้อเสียดังต่อไปนี้:
1. แม้ว่าเครื่องบินจะติดตั้งกังหันลม แต่นักบินไม่ได้ให้ข้อมูลเกี่ยวกับมุมการโจมตีในปัจจุบัน (ยกเว้นการกำหนดค่าบางส่วนของเครื่องบินรุ่น 600 ขึ้นไป) การให้ข้อมูลดังกล่าวจะช่วยได้อย่างมากในกรณีที่การทำงานของคอมพิวเตอร์พารามิเตอร์ระดับความสูงและความเร็วไม่น่าเชื่อถือ การป้อนข้อมูลที่ผิดพลาดเกี่ยวกับน้ำหนักของเครื่องบินลงในคอมพิวเตอร์นำทาง (FMC) การฟื้นตัวของเครื่องบินจากตำแหน่งที่ยากลำบาก การลงจอดด้วยกลไกต่างๆ ความล้มเหลว ฯลฯ
2. ในกฎหมายควบคุมเครื่องยนต์ ไม่มีข้อจำกัดโดยตรงของโหมดเครื่องยนต์เมื่อถึงอุณหภูมิสูงสุดที่อนุญาตของก๊าซที่อยู่ด้านหลังกังหัน ดังนั้น เมื่อความเร็วในการบินขึ้นเพิ่มขึ้น อุณหภูมิของก๊าซที่อยู่ด้านหลังกังหันจะเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง และในระหว่างการบินขึ้นในสภาพอากาศร้อนที่มีน้ำหนักการบินขึ้นสูง อาจเกินค่าสูงสุดที่อนุญาตได้ สิ่งนี้ทำให้ลูกเรือมีภาระเพิ่มเติมในการตรวจสอบและปรับโหมดเครื่องยนต์เพิ่มเติมด้วยตนเองในระหว่างการบินขึ้นและระหว่างการไต่ระดับครั้งแรก ซึ่งไม่ส่งผลต่อความปลอดภัยในการบิน
3. เครื่องบินมีเสถียรภาพด้านข้างมากเกินไป โดยเฉพาะอย่างยิ่งเมื่อกางปีกเครื่องบินออก ทำให้ยากต่อการนำร่อง และสร้างความไม่สะดวกให้กับผู้โดยสารระหว่างเครื่องขึ้นและลงจอดในสภาพที่มีลมกระโชกแรงและเมื่อบินในบรรยากาศปั่นป่วน
ตัวอย่างของประเด็นนี้คือเหตุการณ์ที่เกิดขึ้นกับเครื่องบินโบอิ้ง 737-500 ของสายการบินนานาชาติยูเครน เมื่อวันที่ 13 กุมภาพันธ์ พ.ศ. 2551
ขณะลงจอดที่เฮลซิงกิท่ามกลางลมกระโชกแรง ผู้บัญชาการลูกเรือได้ปัดป้องม้วนที่เกิดจากลมกระโชกอย่างแรงจนเกินไป ปล่อยให้ปลายปีกแตะรันเวย์ได้
บนเครื่องบินดัดแปลง NG ที่มีวิงเล็ต ข้อเสียนี้ก็ยิ่งเด่นชัดยิ่งขึ้น
ด้วยเหตุผลเดียวกัน เครื่องบินจึงตอบสนองอย่างรวดเร็วด้วยการม้วนตัวต่อสลิปที่เกิดขึ้นเมื่อเครื่องยนต์ล้มเหลวขณะบินขึ้น ในกรณีนี้ การโก่งตัวของพวงมาลัยจนสุดไม่เพียงพอที่จะตอบโต้จังหวะการบังคับเลี้ยว และจำเป็นต้องเบนทิศทางหางเสือโดยไม่ชักช้าเพื่อตอบโต้การลื่นไถลที่เกิดขึ้น ในสภาพการมองเห็นขอบฟ้าตามธรรมชาติ ตามกฎแล้วปัญหานี้จะได้รับการแก้ไขโดยไม่มีปัญหา แต่ในเมฆหรือมีทัศนวิสัยที่จำกัด การแก้ปัญหานี้จำเป็นต้องมีการฝึกอบรมพิเศษ และค่อนข้างยากสำหรับนักบินที่คุ้นเคยกับการบินโดยใช้ระบบแสดงผลของโซเวียต - มุมมองของเครื่องบินจากพื้นดิน
4. ตามรายงานของ AAIB (สาขาสืบสวนอุบัติเหตุทางอากาศ) เกี่ยวกับการสอบสวนเหตุการณ์ที่เกิดขึ้นกับเครื่องบินโบอิ้ง 737-300 ของทอมสันฟลาย ที่เกิดขึ้นในเมืองบอร์นมัธ (สหราชอาณาจักร) เมื่อวันที่ 23 กันยายน พ.ศ. 2550 การโก่งตัวของลิฟต์ทั้งหมดไม่เพียงพอที่จะตอบโต้ ช่วงเวลาทอยจากเครื่องยนต์ ในขณะที่นำเครื่องบินออกจากโหมดแผงลอย ลูกเรือได้เร่งเครื่องยนต์ให้มีกำลังบินขึ้นเต็มที่ ในเวลาเดียวกัน ระยะห่างของเครื่องบินเพิ่มขึ้นเป็น 44 องศา แม้ว่าผู้บังคับบัญชาจะเอียงเสาควบคุมออกจากตัวเขาเองโดยสิ้นเชิงก็ตาม ในกรณีนี้จำเป็นต้องได้รับความช่วยเหลือจากโคลง
5. บนเครื่องบินของการดัดแปลง NG จำนวนเที่ยวบิน M เพิ่มขึ้นและเข้าใกล้ M MO อย่างไรก็ตามความเฉื่อยที่เพิ่มขึ้นของเครื่องบิน (เนื่องจากมวลที่มากขึ้น) และอัลกอริธึมการทำงานของคันเร่งอัตโนมัตินั้นมีภัยคุกคามอย่างแท้จริงของการเกิน MMO โดยไม่ได้ตั้งใจในระหว่างการบินล่องเรือในบรรยากาศปั่นป่วนเมื่อส่วนประกอบความเร็วลมที่กำลังจะมาถึงเพิ่มขึ้น .
6. ตัวชดเชยเซอร์โวของลิฟต์ (แท็บลิฟต์) ได้รับการออกแบบเพื่อลดแรงที่หางเสือระหว่างการควบคุมเครื่องบินโดยตรง (ไม่มีบูสเตอร์) สามารถกระตุ้นการสั่นของสายไฟควบคุมได้เอง กรณีเหล่านี้ถูกบันทึกไว้เมื่อวันที่ 1 มีนาคม 2010 http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17
http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15
นอกจากนี้ การสั่นสะเทือนของตัวชดเชยเซอร์โวถือเป็นหนึ่งในสาเหตุที่เป็นไปได้ของการชนเครื่องบินโบอิ้ง 737-800 ในเบรุตเมื่อวันที่ 25 มกราคม 2553
กวาดปีก.
ดังที่แสดงในภาพ การเลื่อนจะเปลี่ยนการกวาดปีกของปีกที่ถูกกวาดอย่างมีประสิทธิภาพ ถ้าปีกสร้างแรงยก ปีกที่มีการกวาดที่มีประสิทธิภาพน้อยกว่าจะทำให้เกิดแรงมากกว่าปีกตรงข้าม นี่จะทำให้ช่วงเวลาการหมุนคงที่ ดังนั้น, การกวาดปีกช่วยเพิ่มเสถียรภาพด้านข้างของเครื่องบิน(ปีกที่กวาดไปข้างหน้าช่วยลดความมั่นคงด้านข้าง)
ผลของการกวาดเป็นสัดส่วนกับ Cy และมุมการกวาดของปีก รูปภาพแสดงให้เห็นว่าสำหรับการร่อนแบบเดียวกัน ความแตกต่างในแรงยกของปีกครึ่งข้างจะเพิ่มขึ้นตาม C y ที่เพิ่มขึ้น (ความเร็วลดลง) เนื่องจากเครื่องบินความเร็วสูงจำเป็นต้องมีปีกแบบกวาด จึงมีความเสถียรด้านข้างมากเกินไปที่ความเร็วต่ำ
เครื่องบินปีกกวาดต้องการปีก V ที่เล็กกว่าเครื่องบินปีกตรง
กระดูกงูสร้างช่วงเวลาการม้วนตัวที่มั่นคงเล็กน้อยเมื่อเลื่อน เนื่องจากจุดที่ใช้แรงด้านข้างของกระดูกงูนั้นอยู่เหนือจุดศูนย์ถ่วง แรงด้านข้างของกระดูกงูซึ่งให้ความมั่นคงในทิศทางก็มีบทบาทเช่นกัน บทบาทเล็กๆ ในเสถียรภาพด้านข้างของเครื่องบิน.
สันหน้าท้องอยู่ต่ำกว่าจุดศูนย์ถ่วงจึงส่งผลเสียต่อเสถียรภาพด้านข้าง
โดยทั่วไปความมั่นคงด้านข้างไม่ควรใหญ่เกินไป การตอบสนองการหมุนของเครื่องบินที่มากเกินไปอาจส่งผลให้เกิดการสั่นของระดับเสียงของดัตช์ หรือต้องการให้ระบบควบคุมด้านข้างของเครื่องบินมีประสิทธิภาพมากในการบินขึ้นและลงจอดข้ามลม
หากเครื่องบินแสดงเสถียรภาพด้านข้างที่น่าพอใจในการล่องเรือ แสดงว่าในระหว่างการขึ้นเครื่องและลงจอดจะมีการเบี่ยงเบนเล็กน้อยจากบรรทัดฐาน เนื่องจากอิทธิพลของลิ้นปีกผีเสื้อและแรงขับของเครื่องยนต์กำลังทำให้ไม่เสถียร เสถียรภาพที่ลดลงเนื่องจากอิทธิพลจึงเป็นไปได้
การขยายปีกนกทำให้ส่วนด้านในของปีกมีประสิทธิภาพมากขึ้น และเนื่องจากปีกอยู่ใกล้จุดศูนย์ถ่วงมากขึ้น โมเมนต์ที่เกิดจากการเปลี่ยนแปลงแรงยกของปีกจึงลดลง
อิทธิพลของแรงขับของเครื่องยนต์ในเครื่องบินไอพ่นไม่มีนัยสำคัญ แต่มีความสำคัญในเครื่องบินที่ขับเคลื่อนด้วยใบพัด
การเป่าส่วนด้านในของปีกด้วยความเร็วการบินต่ำทำให้มีประสิทธิภาพมากกว่าส่วนด้านนอกมาก ซึ่งจะลดเสถียรภาพด้านข้างลง
การรวมกันของผลกระทบของปีกนกและพลังลมของใบพัดสามารถนำไปสู่ความมั่นคงด้านข้างลดลงอย่างมีนัยสำคัญระหว่างโหมดการบินขึ้นและลงของเครื่องบินที่ขับเคลื่อนด้วยใบพัด
เครื่องบินจะต้องมีความมั่นคงด้านข้าง แต่ความเสถียรไม่ควรดีนัก นอกจากนี้ อนุญาตให้มีข้อยกเว้นบางประการสำหรับโหมดการบินขึ้นและลงจอด
ปัญหาที่เกิดจากความยืดหยุ่นมากเกินไปมีความสำคัญและยากต่อการต่อสู้
นักบินรู้สึกถึงความมั่นคงด้านข้างผ่านการเบี่ยงเบนของพวงมาลัย (ก้านควบคุม) ที่จำเป็น เพื่อรักษาการหมุนตัวที่กำหนดเมื่อเครื่องบินหลุด (ลมกระโชกด้านข้าง การโก่งตัวของแป้นเหยียบ แรงขับของเครื่องยนต์ไม่สมมาตร ฯลฯ) หากมีเสถียรภาพด้านข้าง นักบินจะถูกบังคับให้เบี่ยงพวงมาลัยไปในทิศทางที่เกิดการลื่นไถล (ด้านตรงข้ามกับแป้นเบี่ยง)
บทสรุป: นักออกแบบเผชิญกับภาวะที่กลืนไม่เข้าคายไม่ออก เพื่อเพิ่มความเร็วในการบิน มีการติดตั้งปีกกวาดบนเครื่องบิน แต่จะช่วยเพิ่มเสถียรภาพด้านข้าง เพื่อลดความมัน ปีก V ตามขวางจะลดลง เมื่อปีกถูกวางตำแหน่งที่ด้านบนของลำตัว จะเกิดผลกระทบเพิ่มเติมที่ช่วยเพิ่มเสถียรภาพด้านข้าง เพื่อต่อสู้กับสิ่งนี้ จึงมีการใช้ปีกตัว V เชิงลบ
ปฏิสัมพันธ์แบบไดนามิกของแทร็กและการเคลื่อนไหวด้านข้าง
ในการสนทนาครั้งก่อน การตอบสนองของเครื่องบินต่อการม้วนตัวและการเลื่อนของเครื่องบินได้รับการพิจารณาแยกกันเพื่อการวิเคราะห์โดยละเอียด
ในความเป็นจริง ทั้งสองช่วงเวลานี้เกิดขึ้นพร้อมๆ กัน: โมเมนต์การเอียงจากเสถียรภาพคงที่ด้านข้าง และโมเมนต์การหันเหจากเสถียรภาพคงที่ในทิศทาง
ความไม่มั่นคงของเกลียว
เครื่องบินมีความไม่มั่นคงแบบวงก้นหอยหากความเสถียรของทิศทางนั้นสูงมากเมื่อเทียบกับความเสถียรด้านข้าง
ความไม่มั่นคงของเกลียวปรากฏขึ้นอย่างราบรื่น หลังจากสัมผัสกับสิ่งรบกวน เครื่องบินก็เริ่มค่อยๆ หมุนมากขึ้น ซึ่งสามารถค่อยๆ กลายเป็นเกลียวลงชันได้
สาเหตุของการเกิดความไม่แน่นอนของเกลียวคือเครื่องบินจะกำจัดการลื่นไถลที่เกิดขึ้นอย่างรวดเร็วในขณะที่ความมั่นคงด้านข้างที่อ่อนแอไม่มีเวลาที่จะกำจัดการหมุน ในกรณีนี้ โมเมนต์ความมั่นคงด้านข้างจะถูกตอบโต้โดยโมเมนต์ขดลวดของการม้วน ซึ่งเกิดขึ้นเมื่อเครื่องบินหมุนรอบแกนปกติ สมมุติว่ามีสลิปอยู่ทางขวา ความมั่นคงในทิศทางเริ่มหันจมูกเครื่องบินไปทางขวา ในกรณีนี้ ปีกซ้ายเคลื่อนที่ไปตามรัศมีที่ใหญ่ขึ้น แรงยกของมันจะเพิ่มขึ้นและมีแนวโน้มที่จะเอียงเครื่องบินไปทางขวา - ซึ่งตรงข้ามกับโมเมนต์ความมั่นคงด้านข้าง
อัตราการพัฒนาของการหมุนในช่วงความไม่มั่นคงของเกลียวมักจะอ่อนแอซึ่งไม่สร้างปัญหาให้กับนักบินในการควบคุมเครื่องบิน
"ก้าวดัตช์"
การสั่นสะเทือนของระดับเสียงดัตช์เกิดขึ้นเมื่อความเสถียรด้านข้างของเครื่องบินอยู่ในระดับสูงเมื่อเทียบกับความเสถียรของทิศทาง
สิ่งเหล่านี้เกิดขึ้นเองตามธรรมชาติการสั่นสะเทือนที่ไม่ต้องการซึ่งเกิดจากการโต้ตอบของแทร็กและช่องสัญญาณตามขวาง
เมื่อเครื่องบินเริ่มลื่นไถล โมเมนต์การทรงตัวด้านข้างจะทำให้เกิดการม้วนตัวจากการลื่นไถล บนปีกครึ่งปีกที่ยกขึ้น แรงยกและแรงดึงดูดแบบเหนี่ยวนำจะมากกว่าบนปีกครึ่งปีกที่ตกลงมา สิ่งนี้จะสร้างช่วงเวลาการหันเหเพื่อลดมุมการร่อน แต่เนื่องจากความเฉื่อย เครื่องบินจึงเกินค่าศูนย์และการร่อนจะเกิดขึ้นที่อีกด้านหนึ่ง หลังจากนั้นกระบวนการจะทำซ้ำในทิศทางอื่น
เพื่อกำจัด “ระยะพิทช์ดัตช์” จึงได้มีการติดตั้งแดมเปอร์การหันเหบนเครื่องบิน ซึ่งจะเพิ่มความเสถียรของทิศทางโดยไม่ได้ตั้งใจโดยการเบี่ยงหางเสือเพื่อต่อต้านอัตราการหันเหที่เกิดขึ้น
หากตัวหน่วงการหันเหล้มเหลวในการบิน ขอแนะนำให้กำจัดการสั่นสะเทือนที่เกิดขึ้นโดยใช้การควบคุมด้านข้างของเครื่องบิน เพราะเมื่อใช้หางเสือ ความล่าช้าในปฏิกิริยาของเครื่องบินจึงทำให้นักบินอาจโยกเครื่องบิน (PIO) ได้ ในกรณีนี้ การก้าวแบบดัตช์สามารถนำไปสู่การแกว่งที่แตกต่างกันและสูญเสียการควบคุมเครื่องบินได้อย่างรวดเร็ว
"ขั้นดัตช์" เป็นสิ่งที่ไม่พึงประสงค์ และความไม่มั่นคงของเกลียวเป็นที่ยอมรับได้หากอัตราการหมุนต่ำ ดังนั้นระดับความมั่นคงด้านข้างไม่ควรมาก
หากระดับความเสถียรของทิศทางของเครื่องบินเพียงพอที่จะป้องกัน "ขั้นดัตช์" ก็จะเพียงพอโดยอัตโนมัติในการป้องกันความไม่แน่นอนของทิศทางเป็นระยะ ๆ (มุมเลื่อนเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง) เนื่องจากประสิทธิภาพการบินผาดโผนที่ดีที่สุดนั้นแสดงให้เห็นโดยเครื่องบินที่มีความเสถียรในทิศทางในระดับสูงและมีระดับความเสถียรด้านข้างขั้นต่ำที่ต้องการ เครื่องบินส่วนใหญ่จึงมีความไม่เสถียรของเกลียวเล็กน้อย ตามที่ระบุไว้แล้ว ความไม่มั่นคงของเกลียวที่อ่อนแอนั้นไม่ค่อยเป็นกังวลสำหรับนักบิน และเป็นที่นิยมมากกว่าในสนามของชาวดัตช์
ปีกที่ถูกกวาดมีผลอย่างมากต่อความมั่นคงด้านข้าง เนื่องจากระดับของอิทธิพลนี้ขึ้นอยู่กับ C y ลักษณะไดนามิกของเครื่องบินจึงสามารถเปลี่ยนแปลงได้ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน ที่ความเร็วสูง (ค่า Cy ต่ำ) เสถียรภาพด้านข้างจะต่ำ และเครื่องบินมีความไม่มั่นคงของเกลียว ที่ความเร็วต่ำ ความเสถียรด้านข้างจะเพิ่มขึ้น และแนวโน้มการสั่นสะเทือนของระดับเสียงดัตช์จะเพิ่มขึ้น
นักบินสูบน้ำเครื่องบิน (PIO)
การสั่นสะเทือนของเครื่องบินที่ไม่พึงประสงค์บางอย่างอาจเกิดขึ้นเนื่องจากการเคลื่อนไหวของส่วนควบคุมเครื่องบินโดยไม่ได้ตั้งใจ การแกว่งสามารถเกิดขึ้นได้สัมพันธ์กับแกนใดๆ แต่สิ่งที่อันตรายที่สุดคือการแกว่งตามยาวในระยะสั้น เนื่องจากความล่าช้าในการป้อนกลับ นักบิน/ระบบควบคุม/ระบบเครื่องบินสามารถเริ่มการสั่นสะเทือน ซึ่งนำไปสู่ความเสียหายต่อโครงสร้างและสูญเสียการควบคุม
เมื่อเวลาตอบสนองและระบบควบคุมของนักบินล่าช้าตรงกับช่วงการสั่นตามธรรมชาติของเครื่องบิน การตอบสนองของการควบคุมนักบินโดยไม่ได้ตั้งใจอาจส่งผลให้แอมพลิจูดของการสั่นเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็ว เนื่องจากการสั่นสะเทือนเหล่านี้มีความถี่ค่อนข้างสูง แอมพลิจูดจึงสามารถเข้าถึงค่าที่เป็นอันตรายได้ในระยะเวลาอันสั้นมาก
เมื่อเข้าสู่โหมดการบินนี้ การดำเนินการที่มีประสิทธิภาพมากที่สุดคือการปล่อยปุ่มควบคุม ความพยายามที่จะหยุดการสั่นสะเทือนอย่างรุนแรงจะทำให้เกิดการกระตุ้นต่อไปและเพิ่มขนาดเท่านั้น การปล่อยส่วนควบคุมจะช่วยลดสาเหตุของการสั่นสะเทือนที่น่าตื่นเต้น และช่วยให้เครื่องบินออกจากโหมดได้เนื่องจากความเสถียรแบบไดนามิกของมันเอง
บินด้วยตัวเลขมัคสูง
โดยปกติแล้ว การบินด้วยตัวเลขมัคสูงจะเกิดขึ้นที่ระดับความสูงสูง ลองพิจารณาผลกระทบของระดับความสูงที่มีต่อพฤติกรรมของเครื่องบินกัน การหน่วงตามหลักอากาศพลศาสตร์จะแสดงออกมาในรูปแบบของช่วงเวลาแห่งแรงที่ขัดขวางไม่ให้เครื่องบินหมุนสัมพันธ์กับแกนทั้งสามของมัน สาเหตุของการปรากฏตัวของช่วงเวลาเหล่านี้คือการเปลี่ยนแปลงมุมของการไหลรอบปีก โคลง และครีบเมื่อเครื่องบินหมุน
ยิ่งความเร็วที่แท้จริงของเครื่องบินมากขึ้นเท่าใด มุมการไหลที่ความเร็วเชิงมุมของการหมุนก็จะยิ่งน้อยลงเท่านั้น และทำให้หมาด ๆ น้อยลงด้วย ปริมาณการลดความหน่วงจะเป็นสัดส่วนกับรากที่สองของความหนาแน่นสัมพัทธ์ของอากาศ ความเร็วกราวด์ตัวบ่งชี้ (EAS) และความเร็วจริง (TAS) อยู่ในสัดส่วนเดียวกัน ตัวอย่างเช่น ในบรรยากาศมาตรฐานที่ความสูง 40,000 ฟุต ความหน่วงจะลดลงครึ่งหนึ่งที่ระดับน้ำทะเล
รับประกันความเสถียรของความเร็วที่ตัวเลขมัคทรานโซนิก
เมื่อหมายเลขมัคการบินเกิน Mcrit โซนความเร็วเหนือเสียงที่มีคลื่นกระแทกจะเกิดขึ้นเหนือพื้นผิวด้านบนของปีก มันนำไปสู่:
ขยับจุดศูนย์กลางแรงกดของปีกไปด้านหลังและ
ลดความลาดชันด้านหลังปีก
เพื่อรักษาระดับความเร็วที่ต้องการบนวงล้อควบคุม อุปกรณ์ที่ชดเชยช่วงเวลานี้ (Mach Trim) จึงถูกสร้างขึ้นในระบบควบคุมของเครื่องบินสมัยใหม่
เมื่อหมายเลข M เพิ่มขึ้น อุปกรณ์นี้สามารถ:
เอียงลิฟต์ขึ้น
เลื่อนเหล็กกันโคลงแบบเบี่ยงออกโดยคว่ำนิ้วเท้าลงหรือ
เปลี่ยนจุดศูนย์ถ่วงของเครื่องบินโดยการสูบเชื้อเพลิงเข้าถังด้านหลัง
วิธีการที่ใช้นั้นขึ้นอยู่กับผู้ผลิตเครื่องบิน ระบบนี้จะควบคุมแรงในช่องควบคุมตามยาวและทำงานที่เลขมัคสูงเท่านั้น
บทสรุป
ความเสถียรเป็นคุณสมบัติโดยธรรมชาติของเครื่องบินที่ช่วยให้สามารถกลับสู่โหมดการบินเดิมได้ภายใต้เงื่อนไขของการรบกวน ความเสถียรมีสองประเภท: คงที่และไดนามิก ในแต่ละประเภท เครื่องบินอาจมีความเสถียร เป็นกลาง หรือไม่เสถียรได้
เสถียรภาพแบบคงที่อธิบายถึงการตอบสนองเบื้องต้นของเครื่องบินต่อการเบี่ยงเบนจากสมดุลประมาณหนึ่งแกนขึ้นไป (เครื่องบินมีแกนหมุนสามแกน)
เครื่องบินจะมีเสถียรภาพคงที่ หากเครื่องบินมีแนวโน้มที่จะกลับสู่สถานะเดิมเมื่อเบี่ยงเบนไปจากสภาวะสมดุล
เครื่องบินจะมีความเป็นกลางทางสถิต หากเมื่อเบี่ยงเบนไปจากสภาวะสมดุล เครื่องบินจะไม่มีแนวโน้มใดๆ และยังคงอยู่ในสถานะใหม่
เครื่องบินจะไม่เสถียรทางสถิต หากเมื่อเบี่ยงเบนไปจากสภาวะสมดุล เครื่องบินมีแนวโน้มที่จะเพิ่มความเบี่ยงเบนเพิ่มเติม นี่เป็นทรัพย์สินที่ไม่พึงประสงค์อย่างยิ่งซึ่งอาจนำไปสู่การสูญเสียการควบคุมเครื่องบินได้
เครื่องบินส่วนใหญ่มีเสถียรภาพคงที่ในมุมเอียงและการหันเห และอยู่ใกล้กับความเป็นกลางคงที่ขณะม้วนตัว
หากเครื่องบินมีเสถียรภาพคงที่ ความเสถียรแบบไดนามิกจะพิจารณากระบวนการเวลาของพฤติกรรมของเครื่องบินหลังจากการรบกวนสิ้นสุดลง ในกระบวนการกลับสู่สภาวะสมดุล ระนาบจะเกินตำแหน่งเดิมตามแรงเฉื่อย ซึ่งทำให้เกิดการเบี่ยงเบนไปในทิศทางอื่นและกระบวนการจะเกิดซ้ำ
หากเครื่องบินมีความเสถียรแบบไดนามิก การสั่นเหล่านี้จะถูกหน่วง เครื่องบินจะต้องมีความเสถียรแบบไดนามิก
หากเครื่องบินเป็นกลางแบบไดนามิก การสั่นสะเทือนจะไม่ลดน้อยลง ความเป็นกลางแบบไดนามิกเป็นปรากฏการณ์ที่ไม่พึงประสงค์
หากแอมพลิจูดของการแกว่งของเครื่องบินเพิ่มขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป แสดงว่าเครื่องบินลำนี้มีความไม่เสถียรแบบไดนามิก ซึ่งเป็นสิ่งที่ไม่พึงประสงค์อย่างยิ่ง
ความเสถียร (หรือความไม่มั่นคง) ของเครื่องบินถูกกำหนดโดยรูปร่างและขนาดของพื้นผิว
กระดูกงูเป็นพื้นผิวหลักที่ให้ความมั่นคงในทิศทาง โคลงให้ความมั่นคงตามยาวและปีกให้ความมั่นคงตามขวาง
ตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วงยังส่งผลต่อเสถียรภาพด้วย หากจุดศูนย์ถ่วงอยู่ใกล้ขอบเขตด้านหลังสุด เครื่องบินจะมีความเสถียรน้อยลงทั้งในด้านมุมเงยและการหันเห เมื่อเลื่อนจุดศูนย์ถ่วงไปข้างหน้า ความเสถียรจะเพิ่มขึ้น
แม้ว่าเครื่องบินจะมีความเสถียรน้อยลงเมื่ออยู่ตรงกลางด้านหลัง แต่ลักษณะการบินของมันได้รับการปรับปรุงให้ดีขึ้นเนื่องจากแรงที่ลดลงบนตัวกันโคลง (การสูญเสียความสมดุล) เครื่องบินดังกล่าวมีความเร็วแผงลอยที่ต่ำกว่าเล็กน้อย การลากน้อยกว่า และความเร็วในการล่องเรือที่สูงขึ้นในโหมดเครื่องยนต์เดียวกัน
ความคล่องตัวคือคุณภาพของเครื่องบินที่ช่วยให้สามารถบังคับทิศทางได้อย่างง่ายดายและทนทานต่อน้ำหนักบรรทุกที่เกี่ยวข้องกับการหลบหลีกนี้
ความสามารถในการควบคุมคือความสามารถของเครื่องบินในการตอบสนองต่อปัจจัยควบคุมของนักบิน โดยเฉพาะอย่างยิ่งในการควบคุมตำแหน่งเชิงพื้นที่และเส้นทางการบิน
เครื่องบินจะทรงตัวได้หากบินกลับสู่ระดับการบินภายหลังจากสิ่งรบกวนที่เกิดจากลมกระโชกแนวตั้งหรือการโก่งตัวของลิฟต์สิ้นสุดลง ตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วงและประสิทธิภาพของเหล็กกันโคลงมีอิทธิพลสำคัญต่อเสถียรภาพและการควบคุมระดับเสียง
เพิ่มความมั่นคงตามแกนใดแกนหนึ่ง:
ช่วยลดความคล่องตัวและการควบคุมและ
เพิ่มการออกแรงบนพวงมาลัย (ก้านควบคุม, คันเหยียบ)
เครื่องบินจะหมุนน้อยลงหลังจากการพลิกตัวโดยไม่ตั้งใจ หากเครื่องบินมีความมั่นคงด้านข้างแบบคงที่ ความมั่นคงด้านข้างในตำราภาษาอังกฤษมักเรียกว่า "เอฟเฟกต์ไดฮีดรัล" (เอฟเฟกต์ของปีกตัว V ตามขวาง)
เครื่องบินส่วนใหญ่มีปีก V เชิงบวก ซึ่งหมายความว่าปลายปีกจะสูงกว่าก้นปีก หากฝั่งซ้ายเกิดขึ้นระหว่างการบิน เครื่องบินจะเริ่มเลื่อนไปทางซ้ายภายใต้อิทธิพลขององค์ประกอบแรงโน้มถ่วงด้านข้าง มุมการโจมตีของปีกซ้ายจะเพิ่มขึ้นและมุมการโจมตีด้านขวาจะลดลง นี่จะสร้างช่วงเวลาที่นำเครื่องบินออกจากม้วน
ปีกที่กวาดให้ค่าคริติคอล M สูงกว่า นอกจากนี้ยังทำให้เครื่องบินมีเสถียรภาพด้านข้างอีกด้วย ในกรณีนี้เป็นผลพลอยได้ เครื่องบินที่มีปีกแบบกวาดจะมีปีกบวก V ที่เล็กกว่าเครื่องบินที่มีปีกตรง
ตำแหน่งด้านบนของปีกยังช่วยเพิ่มเสถียรภาพด้านข้างด้วย ดังนั้นปีกด้านบนจึงไม่ต้องการ V ที่เป็นบวกของปีก และบ่อยครั้งที่ปีกเหล่านั้นสร้าง V ที่ติดลบของปีก
ความเสถียรคงที่ด้านข้างที่มากเกินไปทำให้เกิดความไม่เสถียรแบบไดนามิก - การแกว่งของประเภท "ขั้นดัตช์"
ความมั่นคงในทิศทางคงที่ (ใบพัด) คือแนวโน้มของเครื่องบินที่จะหันจมูกไปในทิศทางของการไหลที่กำลังจะมาถึง (ในระนาบของปีก) มั่นใจได้ด้วยความจริงที่ว่าพื้นที่ด้านข้างของเครื่องบิน (รวมถึงครีบ) ด้านหลังจุดศูนย์ถ่วงนั้นมากกว่าพื้นที่ด้านหน้าจุดศูนย์ถ่วง
ปีกที่กวาดยังช่วยเพิ่มความมั่นคงในทิศทาง
ความเสถียรของทิศทางคงที่มากเกินไปนำไปสู่ความไม่แน่นอนแบบไดนามิก - แนวโน้มของเครื่องบินที่จะเกิดความไม่แน่นอนของเกลียว
ปฏิสัมพันธ์ของความมั่นคงด้านข้างและทิศทาง เมื่อเคลื่อนตัวขึ้น เครื่องบินจะเริ่มเลื่อนเข้าสู่ปีกครึ่งปีกที่ลดลง ความมั่นคงในทิศทางจะสร้างช่วงเวลาในการแก้ไขสไลด์ (หันจมูกไปทางครึ่งปีกที่ลดลง) และความมั่นคงในแนวขวางจะสร้างช่วงเวลาในการแก้ไขการม้วนตัว
หากความเสถียรของทิศทางมีความแข็งแกร่งและเสถียรภาพด้านข้างอ่อนแอ เครื่องบินก็จะเริ่มหมุนสัมพันธ์กับแกนปกติโดยมีแนวโน้มที่จะลดการม้วนตัวช้าลง ปีกครึ่งปีกที่วิ่งไปตามรัศมีที่กว้างกว่าจะไหลไปรอบๆ ด้วยความเร็วสูงกว่า ซึ่งจะสร้างช่วงเวลาที่ต้องเพิ่มการหมุน ช่วงเวลานี้เรียกว่าช่วงเวลาม้วนเกลียว หากเกินโมเมนต์ความมั่นคงด้านข้าง การม้วนตัวจะเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง และเนื่องจากองค์ประกอบแนวตั้งของแรงยกจะน้อยกว่าน้ำหนัก เครื่องบินจึงจะเข้าสู่วงก้นหอยลง
หากเสถียรภาพด้านข้างแข็งแกร่งและเสถียรภาพในการติดตามอ่อนแอ เครื่องบินก็จะมีแนวโน้มที่จะแกว่งไปมาเหมือนก้าวของชาวดัตช์
ระบบรักษาเสถียรภาพความเร็วที่เลขมัคสูง (Mach Trim) จะรักษาแรงไล่ระดับความเร็วที่กำหนด ระบบจะควบคุมภาระบนพวงมาลัย (ก้านควบคุม) และทำงานเฉพาะที่เลขมัคสูงเท่านั้น
สวิตช์ ระบบควบคุมการบิน– ไฮดรอลิกของการควบคุม ตำแหน่ง สบี รัด– เชื่อมต่อระบบไฮดรอลิกสำรองเข้ากับระบบถอยหลังและหางเสือ ตำแหน่ง ปิดปลดการเชื่อมต่อระบบไฮดรอลิก (“A” หรือ “B”) ที่เหมาะสมจากปีกนก ลิฟต์ และหางเสือ
ตำแหน่ง บน– ตำแหน่งปกติ – ในกรณีที่ระบบไฮดรอลิกหลักขัดข้อง ระบบไฮดรอลิกสำรองจะเชื่อมต่อโดยอัตโนมัติ
ป้ายบอกคะแนน ความดันต่ำ– แรงดันต่ำในระบบ “A” หรือ “B” โดยเฉพาะในชุดควบคุมของปีกนก โคลง และหางเสือ
(2) บล็อกสปอยเลอร์
SPOILER – ปิดการใช้งานระบบไฮดรอลิกสำหรับสปอยเลอร์ (สปอยเลอร์) บุคลากรใช้สวิตช์สลับในระหว่างการซ่อมและบำรุงรักษาเครื่องบินภาคพื้นดิน ตำแหน่งปกติเปิดอยู่
(3) บล็อก YAW DAMPER
YAW DAMPER - หันแดมเปอร์ อุปกรณ์ที่ช่วยลดแรงสั่นสะเทือนของการพลิกคว่ำและการหันเหของเครื่องบิน ตามทฤษฎีแล้ว นี่คือเวลาที่จะเริ่มเรื่องราวอันยาวนานเกี่ยวกับอากาศพลศาสตร์ ลักษณะความเสถียรของไดนามิก และอื่นๆ แต่เราตกลงที่จะไม่มองเบื้องหลัง
กล่าวโดยย่อ: บางครั้งเครื่องบินไม่ต้องการบินตรงอย่างสมบูรณ์ ด้วยเหตุผลหลายประการ เครื่องบินจึงเริ่มสั่นอย่างไม่พึงประสงค์ในการม้วนตัว การหันเห หรือระยะพิทช์ ระบบกันกระแทก Yaw เป็นระบบที่เซ็นเซอร์วิเคราะห์สถานการณ์และส่งสัญญาณไปควบคุมที่จะรองรับการสั่นสะเทือนเหล่านี้ จำเป็นต้องมี. ตำแหน่งเที่ยวบินปกติเปิดอยู่
ป้ายบอกคะแนน YAW DAMPER– แดมเปอร์หันเหถูกปิดใช้งาน
(4) บล็อกรอไฮดี (ระบบไฮดรอลิกสำรอง)
ป้ายบอกคะแนน ต่ำปริมาณ– ปริมาณของเหลวในระบบไฮดรอลิกสำรองไม่เพียงพอ
ป้ายบอกคะแนน ต่ำความดัน– แรงดันต่ำในระบบไฮดรอลิกสำรอง ไฟแสดงสถานะจะสว่างขึ้นในสองกรณี: 1) ระบบไฮดรอลิกสำรองเปิดอยู่และ 2) มีข้อผิดพลาด เหล่านั้น. การซุ่มโจมตีที่สมบูรณ์
(5) บล็อกทางเลือกพนัง (อวัยวะเพศหญิงสำรอง)
ในความเป็นจริง พวกเขาไม่ได้สำรองข้อมูลเลย: สวิตช์สลับในตำแหน่ง ARM จะปิดระบบไฮดรอลิกทั่วไป เชื่อมต่อระบบสำรอง และเปิดใช้งานสวิตช์ที่มีเครื่องหมายขึ้น - ลง - ปิด สวิตช์นี้สามารถใช้เพื่อลดหรือยกลิ้นปีกผีเสื้อขึ้นได้ด้วยตนเอง กดแล้ว - ปีกนกเริ่มเคลื่อนที่ ปล่อย - สวิตช์กลับสู่ตำแหน่งปิด การเคลื่อนไหวของปีกนกหยุดลง
(6) บล็อกกระดานคะแนน
ป้ายบอกคะแนน รู้สึกแตกต่าง – รู้สึกถึงความกดดันที่แตกต่าง.
นี่คือสิ่งที่ฉันต้องพูดที่นี่ ลิฟต์เผชิญกับภาระบางอย่างเนื่องจากมีการไหลของอากาศที่เข้ามา แรงต้านนี้ถูกส่งไปยังพวงมาลัยของนักบิน และพวงมาลัยจะ "ไป" ด้วยแรง ยิ่งลิฟต์มีภาระมากเท่าใด นักบินก็ยิ่งต้องใช้ความพยายามมากขึ้นในการควบคุมลิฟต์เท่านั้น เหมือนจอยสติ๊กที่มีการตอบรับ ( บังคับข้อเสนอแนะ). หากจอแสดงผลเปิดอยู่ แสดงว่าระบบ - FEEL - มีข้อผิดพลาด
ป้ายบอกคะแนน ความเร็วทริมล้มเหลว.
ในระหว่างการบินขึ้นหรือบินไปรอบๆ เมื่อความเร็วของเครื่องบินต่ำ ความเสี่ยงในการหยุดบินจะเพิ่มขึ้น เพื่อป้องกันสิ่งนี้ จึงมีระบบที่ทำให้โคลงอยู่ในตำแหน่งที่นักบินสามารถใช้งานลิฟต์และโคลงเดียวกันได้อย่างปลอดภัย หากไฟแสดงสถานะนี้เปิดอยู่ แสดงว่าระบบเกิดข้อผิดพลาด